分布式航天器编队约定时间姿轨耦合协同控制

针对具有参数不确定性、外部扰动和预设性能需求的航天器编队约定时间姿轨耦合控制问题, 本文基于预设性能控制方法提出了一种低复杂度的约定时间编队姿轨耦合协同控制器, 使得航天器在设定时间内形成编队, 且编队误差满足预设的各种性能指标. 首先, 通过结合有限时间稳定概念引入一种约定时间性能函数, 其系统稳定时间可以由使用者任意设定; 然后, 把约定时间性能函数与预设性能控制方法结合起来, 提出了不依赖航天器质量和转动惯量等信息的约定时间编队协同控制器, 保证了编队状态量的收敛性能和收敛时间, 并使用李雅普诺夫理论证明了其稳定性. 最后, 通过仿真验证了该控制方案的有效性     

考虑输入受限的航天器安全接近姿轨耦合控制

针对存在外部扰动和输入受限的航天器安全接近的问题,当扰动上界未知时,基于积分滑模控制理论设计了抗饱和的有限时间自适应姿轨耦合控制器.控制器的设计过程中采用了新型的避碰函数限制追踪航天器运动区域进而保证接近过程中航天器的安全性,同时通过辅助系统和自适应算法分别处理了输入受限和扰动上界未知.借助李雅普诺夫理论证明了在控制器的作用下系统状态在有限时间内收敛,且能够保证追踪航天器在实现航天器接近的过程中不与目标航天器发生碰撞.最后通过数字仿真进一步验证了所设计控制器的有效性.     

航天器气动耦合六自由度姿轨动力学多步法积分预报误差分析

航天器轨降过程中的姿态估计是载人航天领域中的重要一环.随着近些年测站精度的提高,任务要求的增加,且研究表明姿态会影响航天器轨降过程中受到的气动力,进而对轨道产生影响,因此发展高精度姿轨耦合预报对航天器状态实时测控至关重要.本文以“天宫一号”航天器轨降过程中姿轨耦合沿弹道联合预报为背景,研究线性多步法积分误差对大型航天器姿轨预报精度的影响.具体包括Adams Bashforth法、Adams Moulton法、预估校正法等,为大型航天器轨降过程中的姿轨耦合预报以及落点预报提供数据参考.     

交会对接最后逼近段姿轨耦合控制

针对交会对接最后逼近段的制导律和姿态控制律的设计问题,首先对逼近段轨道与姿态的耦合问题进行了分析,并利用高阶滑模控制设计了最后逼近段的姿轨控制系统;然后设计了基于Hill方程的直线型制导律;最后对所采用的直线型变结构制导律和最后逼近段相对姿态控制律进行了仿真.仿真结果表明所设计的控制系统满足对接要求.     

非合作目标绕飞任务的航天器鲁棒姿轨耦合控制

本文研究了非合作目标强迫绕飞过程中存在外部干扰和参数不确定性以及控制输入饱和约束下的航天器鲁棒姿轨耦合控制问题.首先,根据视线坐标系下的轨道动力学方程和本体坐标系下的姿态动力学方程,建立了满足视线指向要求的航天器相对姿轨耦合动力学模型.其次,针对姿轨耦合模型,基于反步法设计了具有抗饱和能力的鲁棒自适应姿轨耦合控制律,其中利用抗饱和技术设计了饱和补偿器,并结合自适应方法对未知参数和扰动上界进行估计,并基于Lyapunov方法给出了闭环系统的稳定性证明.最后,将提出的控制方案进行了数值仿真和比较,验证了其有效性.     

接近非合作目标的部分状态反馈姿轨联合控制

飞行器在轨精度跟踪优化问题,根据在轨服务任务需求,针对非合作翻滚目标航天器的自主接近跟踪问题,首先从采用视线坐标系表示的轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态动力学方程出发,建立了航天器六自由度类拉格朗日动力学方程;然后仅利用相对位置和相对姿态反馈信息并针对航天器惯性参数不确定性,采用自适应非线性输出反馈控制和神经网络逼近控制方法设计了姿轨联合控制器,并通过Lyapunov直接法证明了该闭环系统的全局渐进稳定性;最后通过仿真验证了采用的方法能够实现对非合作目标的精确跟踪.     

旋转目标的多星协同近距离姿轨耦合控制

针对多星快速绕飞与同步逼近吸附旋转目标的近距离协同操作任务,首先,考虑旋转目标、观测星和逼近星的大小及形状,基于相对轨道和相对姿态动力学模型,分析设计了适用于空间任意方位的期望绕飞平面和期望姿态指向:观测星期望姿态保持观测设备始终指向旋转目标,逼近星期望姿态保持与目标星姿态同步;然后,考虑碰撞规避,推导了基于误差四元数...     

基于偏差耦合的起重机起升机构同步控制

针对大型起重机起升机构的驱动电机在负载发生扰动时同步性能较差的问题,采用滑模变结构控制与偏差耦合控制算法相结合的方法,设计了起重机起升机构同步控制器。在Matlab/Simulink仿真环境下建立仿真模型,仿真结果表明该系统具有较好的动态性能,并且有较强的鲁棒性和抗干扰性。     

追踪器本体坐标系下航天器姿轨一体化控制律设计

在追踪航天器本体坐标系下, 联合相对轨道动力学模型和四元素姿态动力学模型, 引入推进器配置矩阵, 建立六自由度姿态和轨道一体化模型. 该模型避免了控制输入向追踪器本体坐标系下的转换. 在此基础上, 采用输入-状态(ISS) 稳定性原理, 在干扰输入信息完全未知的情况下, 设计了非线性鲁棒一体化控制律. 该控制律实现了对椭圆轨道上目标航天器的扰动抑制和跟踪, 具有较好的鲁棒性和跟踪性. 最后, 针对运行在椭圆轨道上的目标给出仿真结果, 表明了所提出的一体化控制律的可行性和有效性.

     

改进型相邻耦合误差的多电机同步控制策略

针对目前多电机同步控制策略的发展现状,本文提出了一种基于改进型相邻耦合误差的同步控制算法,其中任意轴的控制函数不仅包含该轴的跟踪误差,同时与其相邻的两轴的同步误差及其积分量有关,该控制策略不仅能够保证多电机传动系统同步性能,而且比传统相邻耦合控制结构控制器减少了1/3.仿真结果表明,该控制策略具有更高的同步精度和更好的动态性能.     

一种空间飞行器姿态控制非线性模型的预测控制新算法

空间飞行器的姿态控制受到诸如带时延的非线性动态特性、模型和参数的不确定性等因素的影响 ,其控制相当复杂。传统的控制技术 (如PID控制 )对控制对象的过程模型要求较高 ,且不能解决过程控制中非线性、时变、控制输入的约束性等因素的影响 ,其控制所能达到的性能和效率也远不够满足当前飞行器的控制要求。该文将介绍一种新型的基于控制输入的函数空间最优化的模型预测控制算法 ,称为函数空间模型预测控制 (F -MPC)。该法可用于线性和非线性系统 ,对过程模型要求不高 ,能在控制输入约束条件存在的情况下通过在线优化使系统很好地跟踪期望轨迹 ,并且解决了PID控制所遇到的问题。同时 ,将该算法用于空间飞行器的姿态控制仿真 ,仿真结果表明控制效果很好。     

Synchronization and Tracking of Multi‐Spacecraft Formation Attitude Control Using Adaptive Sliding Mode

This paper presents the finite‐time attitude synchronization and tracking control method of undirected multi‐spacecraft formation with external disturbances. First, a modified adaptive nonsingular fast terminal sliding mode surface (ANFTSMS) is designed by introducing a user‐defined function, both of which avoid the singularity problem and continuous sliding surface, and, therefore, can freely adjust relative weighting between angular velocity error and attitude error adaptively, such that the controller can provide sufficient maneuvers and precision. This provides designers with a new technique to adjust and improve formation control performance. Second, by applying the ANFTSMS associated with adaptation, two proposed decentralized ANFTSM‐controllers provide finite‐time convergence, robustness to disturbance, and chattering free for continuous design. Finally, simulation results validate the proposed algorithms.     

Coupled Dynamics and Integrated Control for Position and Attitude Motions of Spacecraft: A Survey

Inspired by the integrated guidance and control design for endo-atmospheric aircraft, the integrated position and attitude control of spacecraft has attracted increasing attention and gradually induced a wide variety of study results in last over two decades, fully incorporating control requirements and actuator characteristics of space missions. This paper presents a novel and comprehensive survey to the coupled position and attitude motions of spacecraft from the perspective of dynamics and control. To this end, a systematic analysis is firstly conducted in details to show the position and attitude mutual couplings of spacecraft. Particularly, in terms of the time discrepancy between spacecraft position and attitude motions, space missions can be categorized into two types: space proximity operation and space orbital maneuver. Based on this classification, the studies on the coupled dynamic modeling and the integrated control design for position and attitude motions of spacecraft are sequentially summarized and analyzed. On the one hand, various coupled position and dynamic formulations of spacecraft based on various mathematical tools are reviewed and compared from five aspects, including mission applicability, modeling simplicity, physical clearance, information matching and expansibility. On the other hand, the development of the integrated position and attitude control of spacecraft is analyzed for two space missions, and especially, five distinctive development trends are captured for space operation missions. Finally, insightful prospects on future development of the integrated position and attitude control technology of spacecraft are proposed, pointing out current primary technical issues and possible feasible solutions.

     

微小型航天器无角速度测量姿态控制

研究微小型航天器姿态跟踪在角速度不可测量以及控制力矩受限情况下的的控制方法。首先基于无源性原理,仪依赖姿态测量,建立一个类似PD控制的方法。为了让初始状态和角度误差始终在合理的控制范围内,对误差函数加入跳变规则,从而获得一种混合控制方法;然后利用Lyapunov原理证明了闭环系统的全局渐进稳定性;最后通过仿真与已有方法进行比较研究,验证了控制方法的有效性,即使初始速度估计误差和初始角度误差很大,依然可以控制。     

空间飞行器姿态控制器设计与仿真

该文对空间飞行器姿态系统设计了一种变结构控制器。首先,应用误差四元数法描述空间飞行器姿态运动。同时,在考虑结构摄动和外界扰动的界未知情况下,其基本方法是采用模糊规则优化滑模变结构控制的设计,并且能够在线对结构摄动和外界扰动的界进行估计,使得系统轨迹既能快速趋近滑动面又能降低抖振,从而提高了变结构控制系统的品质。仿真结果表明,该系统对模型：不确定性和外来干扰具有较强的鲁棒性,同时避免了变结构系统固有的抖振问题,性能令人满意。     

Magnetic Attitude Control System for Low-Earth Orbit Satellites

A small spacecraft (SC) under consideration is intended forperforming a scientific mission on the low-Earth orbit for a long time(a year or more). A control system of the SC provides the constructionof regime of three-axis orientation of the SC in the orbital coordinatesystem and the stabilization of that regime, and must be autonomous,low-weight and low-cost. The magnetic control system that consists ofthe information subsystem based solely on three-axis magnetometermeasurings and the magnetic actuators satisfies in the best wayrequirements mentioned above. Such system can estimate both orbitalmotion parameters and attitude ones of the SC. But the absence of theadditional instruments and damping devices complicates the estimationsince the range of initial conditions uncertainly is wide and theproblem of estimating becomes essentially nonlinear. To get over thesedifficulties a recursive state estimation algorithm with enhancedconvergence is proposed. The magnetic control moment is synthesized bythe vector function Lyapunov method.     

基于MATLAB模糊控制器的预测跟踪控制仿真分析

该文主要针对空间飞行器大角度机动调整的姿态控制方面的问题,从空间飞行器的动力学模型出发,讨论了利用强跟踪滤波进行无控预报的预测技术,以及以此预报信息对空间飞行器大角度机动调整进行姿态解耦的控制技术。同时,在预测控制中发现：姿态角跟踪路径的指数衰减因子随着其偏差不同及时调整时,控制系统收敛较快。因此,进一步讨论了利用NATLMB模糊控制器来调整预测控制的指数衰减因子的模糊预测控制方法。通过仿真计算,该方法具有收敛快,稳定性高等特点。     

航天器位姿运动一体化直接自适应容错控制研究

针对航天器近距离操作过程中追踪航天器位姿控制系统执行器故障问题, 提出了一种直接自适应容错控制方法, 保证了追踪航天器在发生执行器故障下的自身稳定性和对目标航天器位姿状态的渐近跟踪性能. 基于对偶四元数的航天器位姿一体化控制系统模型, 首先, 假设故障已知, 设计标称控制信号; 然后, 设计自适应更新律对标称控制信号中的未知参数进行估计, 构成自适应控制信号; 最后, 利用多Lyapunov函数对多故障模式下的系统性能进行分析. 仿真结果表明了所提方法的有效性.     

欠驱动刚体航天器姿态机动滑模控制研究

针对欠驱动刚体航天器的姿态机动控制问题,提出一种滑模变结构姿态控制器的设计方法.首先给出3轴稳定的欠驱动航天器姿态动力学和运动学模型,分析其模型特点;然后,设计了欠驱动刚体航天器的渐近稳定滑模控制律,并证明了其李雅普诺夫意义下的全局渐近稳定性.最后的仿真结果表明,该方法能够有效实现欠驱动航天器的姿态控制,且系统具有全局稳定性和鲁棒性.