空间站姿态控制——技术要求与解决方法的综述

低地球轨道永久性载人空间站已成为美国下一个主要的空间目标。NASA和工业界巳经开始对空间站及其主要部件进行深入的研究。空间站姿态控制和稳定分系统是整个系统中的一个重要部分。本文将论述那些在选择控制技术和分系统硬件之前必须作出的重要决策。此外还将讨论一些与此有关的计划,以便在新的控制技术成熟时就能引用。这是一个重要的问题,因为没有这样一个计划,系统逐渐过时将成为空间站长期运行的主要障碍。     

实用空间站的自主问题

永久性低轨道空间站有效运行的设计方案要考虑自主问题,这种设计方法与其它空间系统所用的设计方法绝然不同。空间站长期实际支持对空间部分所要求的自主程度,比以往“阿波罗”飞船和航天飞机这类载人计划更高。由于空间站上有乘员,因而与不载人的卫星相比,更应该强调系统的安全性和完善性,同时,应该注意发挥乘员有效参与空间部分工作后所能发挥的潜力。本文着重从制导、导航和控制功能角度,论述有关空问站自主的一些重大设计问题。     

具有轨道保持能力的低成本地球观测卫星的姿态控制系统

UoSAT-12是由萨里卫星技术有限公司(SSTL)制造的一种低成本小卫星。此外。UoSAT-12也是未来地球观测卫星星座中用于验证高性能姿态控制和轨道保持技术的一个技术验证卫星。该卫星采用三轴反作用轮配置和冷气推进系统来确保精确和快速的姿态控制，例如，在轨道机动期间的姿态控制。磁力矩器线圈主要辅助飞轮动量卸载。本文简述了支持下列功能所要求的几种姿态控制模式：1)初始姿态捕获，2)目标定向和跟综期间高分辨成像有效载荷的操作，3)轨道机动期间的推进系统机动。本文阐明这些控制模式运行时具体采用了姿态控制器和状态估计器。文中介绍了各种仿真和在轨检测结果，用来评估性能和设计目标。为了提高控制和估计的精度，对星上敏感器和执行机构采用了在轨标定和校准程序。文中发表了这些程序的一些标定结果及最后实现的精度改进。     

小卫星的推进系统

小卫星推进系统可以完成多种功能：变轨，轨道保持，姿态控制，重新定位以及离轨等，先进化学推进系统和低功耗电推进系统是现代小卫星的理想选择，近期可供小卫星应用的推进系统包括高压Ｉｒ／Ｒｅ双元推力器，电弧推力器，霍尔推力器，脉冲等离子体推力器，业已证明，这些推进系统可以在目前计划中的许多小卫星上发挥其用武之地，本文综述了这一技术领域的最新进展。     

空间站的交会和接近操作

运行控制区即将来临的空间站时代要求空间站具备多种轨道工具,且各自要有不同的用途。这些工具,如轨道机动飞行器(OMV)、轨道转移飞行器(OTV)、载人机动装置(MMU)和自由飞行器(FF)等,将满足空间站运行的不同要求。其中一些要求是: ·飞行计划标准化·乘员计划标准化     

带有饱和受限的挠性卫星变结构姿态容错控制

针对挠性卫星在飞行过程中存在推力器故障、控制输入饱和受限以及外部干扰的姿态控制问题,提出了一类基于变结构控制的鲁棒容错控制设计方法.该设计在继承变结构控制的优点的同时,显式地引入推力器输出的饱和幅值,以确保控制输出在其要求界的范围内.同时,充分利用星上推力器的硬件冗余以实现对部分推力器故障的容错,这种思想的引入使得所设计的控制器对故障具有很强的自适应能力,而且对设计者而言,推力器故障信息不需要进行在线的检测和分离.最后,将该控制器应用于某型卫星姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、挠性结构的振动和推力器故障的约束,在实现姿态调节的同时,保证其控制输出满足饱和受限界的要求,具有较好的控制性能.     

SESAT卫星姿轨控子系统和天线指向性能

本文介绍了SESAT卫星姿态确定和控制子系统（ADCS）与推进子系统有关设备，ADCS各种控制模式（包括天线方向图测试模式）及关键性能指标，概要介绍ADCS的动态试验。SESAT卫星在飞行任务的各个阶段都是三轴稳定的，ADCS采用标准敏感器配置（包括地球敏感器，太阳敏感器以及高精度陀螺），正常模式时的执行机构为陀螺稳定器（双框架量轮－双框架具有两个自由度，动量轮转速可变），等离子体推力器用于轨道位置保持控制，肼推力器用于姿态控制，卫星上的有效载荷包括两架展开式固定天线和一架跟踪天线。     

近空间飞行器再入段复合控制系统设计研究

针对近空间飞行器再入时飞行空域较大,为保证剧烈变化环境下的姿态控制能力,需采用脉冲推力器和气动舵进行复合控制.协调工作原理和特性不同的执行机构以满足系统性能指标.基于减小复合控制器构型影响考虑,采用前馈-反馈复合控制器,以气动舵子系统构筑前馈回路,将复合模式下的控制系统设计问题转化为RCS子系统单回路设计,并通过对极限环特性分析给出纵向非线性控制律设计方法.仿真验证表明了气动舵输出平缓、推力器满足最大工作频数限制、姿态误差小于0 5度.仿真结果证明,方法在处理含有异类执行机构的近空间飞行器复合控制律设计问题是有效的.     

脉冲等离子体推力器电极结构的性能比较

目前有两项小卫星任务计划使用脉冲等离子体推力器（PPT）,并且还打算将它用在第三项小卫星任务上。在这些任务中,将利用脉冲等脉子体推力器的独有特性,来完成姿态控制、轨道提升、轨道转移和精确定位等推进机动。由于脉冲等离子体推力器在本质上是一种独立的推进装置,它无需采用有毒的推进系统和／或分布式推进系统,因此它很受小卫星应用的青睐。在很宽的功率范围内,脉冲等离子体推力器也能在低功率下工作而不损失其性能。已启动了一个试验项目,根据电极结构来优化推力器性能作为上述任务所要求的技术开发的组成部分。计划中的一项飞行任务将使用脉冲等离子体推力器提升轨道,这需要相当大的推力,而以前试验的结构不能提供这么大的推力。此外,试验所用的电容器能量比以前为这项任务所试验的电容器能量要高。研究人员对多种电极结构进行了试验,最后为飞行硬件的研制选择了一种结构。本文详细介绍了电极优化的结果。     

空间站姿态控制——研究课题与选择方案

本文介绍未来载人空间站(SS)姿态控制系统(ACS)设计研制中的潜在问题、研究课题及某些选择方案,还将探讨SS的各种可能的应用,以确定对ACS的各种功能要求。研究发现,在环境有重大扰动的情况下,控制和动量管理对有效控制系统的设计提出了新的研究课题。空间站带有多个铰接体,存在推进剂晃动,且其太阳帆板在姿态控制系统带宽内存在许多振型,这样一个复杂动力学系统的控制将对设计人员提出重大挑战。系统设计要能适应长期飞行任务期间系统演变发展和维修的需要,为解决这一问题,又增添了一个新的研究课题。     

航天飞机轨道器的反作用控制系统推力器

航天飞机轨道器上用的反作用控制系统主推力器(RCS-PT)和游动推力器(RCS-VT)装在航天飞机轨道器反作用控制分系统和后推进分系统上。这些推力器为航天飞机姿态控制和三轴转移提供推力。推力器的可靠性高,重量轻,操作维护简单。本文提出了推力器的试验结果,并介绍了推力器的设计。R-40A 型 RCS-PT 的验证比冲已经超过280秒,R-1E-3型 RCS-VT 的验证比冲为272秒。两种推力器都采用加涂层的 C-103铌合金燃烧室和尾喷管,外面包了一层 dynaflex 绝热材料。RCS-PT 上用的单路液压作动阀和 RCS-VT 上用的电磁阀其响应重复性好,能满足航天飞机的精控要求。推力器采用互击式喷注器,能使推进剂迅速而有效地点火燃烧。两种推力器的喷注器上都安装了一个综合的测量和控制盒。测量和控制盒中装有电弧抑制电路、燃烧室压力传感器、喷注器温度敏感器、电加热器和控制器以及电气接插件。本文将对这些部件作全面介绍。     

空间站长期控制计划

NASA目前正在开展未来空间站的方案研究工作。空间站预定寿命很长,在这期间它必须执行导航、制导和控制功能。本文首先介绍美国空间飞行器的有关发展史,然后以自主工作为战略目标探讨空间站实现长期运行的技术,最后介绍一种研制方案。     

空间站推进:路易斯研究中心的高级研制计划

空间站付诸实际使用之前,必须解决很多技术问题。已经确认了一个用于初期工作能力(IOC)空间站的标准结构。这个标准结构将采用肼推力器作为推进系统。这个高级研制计划是发展空间站总体计划的一个组成部分。这个计划的目的是要为最初的空间站和发展后的空间站提供先进的技术方案,该方案在性能、成本及实用性方面将为系统提供最优的功能特性。本文介绍该研制计划中的辅助推进系统。     

基于反步法的主从航天器相对姿态控制

对主从航天器的相对姿态控制问题,考虑从航天器系统不确定因素,提出了一种基于反步法的姿态控制方法,并引入自适应控制律.该方法首先根据主从航天器的相对位置信息,解算出从航天器观测轴指向主航天器以及从航天器跟踪主航天器轨道坐标系等两种任务的期望姿态;然后基于修正罗德里格参数(MI(P)描述的从航天器姿态误差动力学模型设计了姿态控制器以及针对航天器惯量的不确定性设计了自适应控制律;并基于Lyapunov方法从理论上证明了该方法能够实现全局渐近稳定的相对姿态控制.最后将该方法应用于某编队飞行任务,仿真结果表明此控制器能够实现其编队飞行控制,具有良好的控制性能.     

欠激励航天器姿态翻滚抑制的滑动控制

本文讨论了以非完整配置的单向推力器系统为执行机构时，刚性航天器姿态翻滚的镇定问题，一般来说，非完整的单向推力器系统在产生两维控制力矩时，常会在控制产生非零量。本文研究了一类特殊的有扰量情况－共面扰量降维完整配置时则性航天器姿态翻滚的镇定问题，通过状态变换将共面扰量控制问题转化为另一系统的零扰量控制问题，基于滑动控制律实现了姿态角速度的渐进镇定，仿真结果证实了所述方法的有效性。     

空间站零燃料姿态机动仿真系统设计与实现

采用控制力矩陀螺实现的姿态机动,无需消耗燃料,被称为零燃料姿态机动。为研究零燃料姿态机动,设计并实现了空间站零燃料姿态机动数值仿真系统,考虑了陀螺框架角速度限制等工程约束,引入了姿态敏感器、陀螺框架角等误差因素;对规划的姿态机动路径进行仿真,通过验证陀螺是否发生饱和,判断机动路径的可行性。数值仿真结果表明,通过控制器设计,数值仿真系统满足姿态控制精度和稳定性的要求,可作为空间站零燃料大角度姿态机动路径规划结果的仿真验证平台。     

稀薄大气层反作用控制系统设计方法

针对高层大气中反作用控制系统和气动舵的面对称飞行器控制问题,提出了反作用控制系统(RCS)的设计方法。为实现姿态的稳定控制,利用舵前馈进行力矩配平,并针对新系统提出了反作用控制系统的构成和功能。分别对关键子系统进行设计。在刚体状态估计器中,分别利用高通滤波器和低通滤波器进行姿态和角速度反馈信号的处理。根据高层大气中姿态控制系统的需求,采用最优控制方法进行相平面逻辑的设计和优化。根据动态处理方法给出了推力器选择逻辑。建立数学模型,通过仿真验证了方法的可行性和有效性。说明控制器满足高层大气中姿态控制系统的性能指标,稳态精度小于0.50。     

Halo轨道编队保持控制方法及仿真分析

开发深空探测,研究对近地建立空间站.针对地月L1点空间站与绕飞航天器的构型保持控制问题,共线平动点附近的运动具有较强的不稳定性,太阳引力摄动对Halo轨道编队构型具有较大的影响.为实现Halo轨道编队的稳定飞行,根据Floquet模态理论设计了Halo轨道编队保持控制器,在分析消除模态4最优控制策略的基础上,研究了Fioquet模态之间的内在耦合关系,进一步提出了模态相消控制策略,降低了保持控制燃耗.在限制四体模型下,对太阳引力摄动下的Halo轨道编队保持控制问题进行了数值仿真,仿真结果表明:保持控制器可实现Halo轨道编队相对运动构型保持,且具有较高的控制精度,不存在误差积累现象.     

多变量控制理论在飞船姿态控制中的应用

在这个讨论中,我限定讨论飞船姿态控制和变量解耦问题,不涉及完全不同的轨道控制方面。要讨论一般理论的应用,顺便注意到某些特殊问题,包括多变量飞船控制问题的巧妙解法。…我希望使用自己的知识,对现有理论作些个人评价,并提出一些建议促进理论工作的发展。要使用一些已发表或尚末发表的材料来说明我的观点。     

基于贝叶斯改进神经网络的电力无人机鲁棒姿态控制方法

针对电力无人机在工作状态下受到外部因素干扰、无法精准控制运动姿态的问题,提出基于贝叶斯改进神经网络的电力无人机鲁棒姿态控制方法。综合考虑电力无人机的组成结构、运动以及动力原理,构建电力无人机数学模型。利用传感器设备检测电力无人机的实时位姿,采用飞行路线规划的方式确定姿态控制目标。在考虑风场威胁条件和故障状态的情况下,利用贝叶斯改进神经网络计算无人机的姿态控制量,以鲁棒姿态控制器作为硬件支持,实现鲁棒姿态控制。通过性能测试得出结论:优化设计方法的姿态角控制误差始终低于0.2°,且在三种不同风场工况下,控制误差的波动程度不高于0.5°,与传统方法相比,优化设计方法在姿态控制精度和鲁棒性方面具有明显优势。