卫星编队长期保持与控制比较研究

卫星编队飞行的难点之一是在复杂干扰力环境下控制队形.近圆轨道,编队控制充分考虑了J_2摄动等各种干扰对相对轨道构形的影响.以空间二体运动的Hill方程为基础建立相对运动动力学方程.分别采用基于线性二次调节器、李亚普诺夫理论以及零控脱靶量的方法设计了编队控制器,对干扰力作用下卫星编队长期保持的不同控制方法进行了比较研究,并对三种编队控制方法的控制精度、能量消耗进行了仿真分析.研究表明,对于编队的长期三种保持控制方法都是有效的,但基于零控脱靶量的编队控制方法更简单、性能好、实用性强,是一种较为理想的编队控制方法.     

基于最小二乘支持向量机的一类非自治系统自适应控制

提出了一种基于最小二乘支持向量机(LS-SVM)的一类不确定非自治系统自适应控制器设计方法.该方法基于最小二乘支持向量机来估计对象的部分未知非线性项,并给出了最小二乘支持向量机权向量和偏移值的在线学习规则.利用李亚普诺夫理论严格证明了整个闭环系统的跟踪误差、控制器参数以及最小二乘支持向量机权参数和偏移值的一致最终有界.此控制方法可以保证对象在线稳定地跟踪任何光滑的目标轨迹,仿真结果表明了此控制方法的可行性和有效性.     

非完整移动机器人编队的滑模控制

提出了一个非线性滑模控制器,协调一组非完整移动机器人以取得合乎要求的编队．考虑了两个机器人组成的领航者—跟随者机器人模型,通过滑模控制使它们沿预定的轨迹运动并保持预定的相对距离、方位角及运动方向．运用传统的李亚普诺夫理论研究了闭环系统的稳定性．在合理的假设下,从理论上证明了存在有界干扰情形下机器人编队的渐近稳定性,即所设计的滑模控制器使得相对距离误差、方位角误差及运动方向误差渐近稳定．最后,给出了两台机器人情形的数值仿真例子来验证该方法的有效性．     

伪卫星协同编队控制与仿真

为保持4颗编队伪卫星的最佳几何布局,设计了一种综合自适应神经网络编队控制器,利用李亚普诺夫稳定性理论证明了“长机-僚机”方式的两机编队系统的稳定性。以两机编队为单元,根据相对位置和参考坐标系统,采用综合自适应神经网络结构对伪卫星系统进行分布式协同编队控制,使系统快速跟踪指令并保持最佳编队队形。对以无人机为平台的4颗伪卫星编队进行仿真,结果表明僚机能够快速跟随长机飞行并保持最佳编队队形,证明该编队控制器具有良好的稳定性和鲁棒性。     

一类非线性系统基于最小二乘支持向量机的自适应H∞控制

提出一类非线性不确定系统基于最小二乘支持向量机的白适应H∞控制方法．该方法基于最小二乘支持向量机估计对象的未知非线性函数,并给出了最小二乘支持向量机权向量和偏移值的在线学习规则．引入H∞控制器用于减弱外部干扰及最小二乘支持向量机近似误差对输出误差的影响．利用李亚普诺夫理论证明了整个闭环系统一致最终有界稳定．仿真结果表明了该方法的有效性．     

基于势函数的多机器人系统的编队控制

提出了一种基于势函数的、能够有效地对多机器人系统的编队队形进行稳定性分析和分布控制的方法．文章通过选择适当的、与目标和结构相关的势函数,利用图论知识和李亚普诺夫稳定理论,设计了一种新颖的能够稳定机器人编队队形并有效跟踪目标的分布控制律,并给出了多机器人系统编队队形稳定及控制问题有解的充分条件．算例仿真说明了这种控制方法的有效性．     

一种船队编队控制的backstepping 方法

针对多船舶之间的协同合作问题,对船舶的编队控制进行了研究.通过运用领航者-跟随者方法,选择在Cartesian坐标系下建立新的船队编队控制模型,基于这种模型,利用反步技术和李亚普诺夫理论设计了一种可使船队按期望队形航行的船队编队控制器.通过考虑领队船舶与跟随船舶的航向角误差,保证了跟随船舶航向角的稳定性,从而避免其在航行过程中不断振荡.最后对所设计的控制方法的正确性及有效性进行了仿真验证.     

基于后推设计的直接自适应模糊控制

针对一类严格反馈不确定非线性动态系统，提出一种直接鲁棒自适应模糊控制新方案．利用模糊系统的逼近能力、后推设计方法和积分型李亚普诺夫函数，依次确定各虚拟控制及模糊系统中可调参数的自适应律，并最终确定出控制律．为改善控制系统的性能，引入逼近误差的自适应补偿项．通过李亚普诺夫方法，证明了闭环系统是一致终结有界的．仿真结果表明了该方法的有效性。     

控制方向未知的时变不确定系统的重复控制

本文考虑一类具有未知时变参数并且控制方向未知的非线性系统的重复学习控制.针对重复学习控制的特点,所构造的李亚普诺夫函数不仅与当前参数估计误差有关,也与前一次参数估计误差有关.基于该李亚普诺夫函数,结合Nussbaum类型函数,提出了控制方向未知的系统的重复学习方法.该方法不采用饱和控制,但能保证在闭环系统中跟踪误差在重复区间上一致收敛于零.最后,一个仿真例子说明了该方法的可行性.     

卫星编队保持的初始化条件及仿真分析

规则化的卫星编队具有节省编队控制能量,保持椭圆轨道卫星编队,Hill方程有一定的局限性,为了解决上述问题,将T-H方程表示为参考轨道为真近角的显函数形式,推导出相对运动方程的解析解,并推导出满足卫星编队周期运动的初始化条件,虽然此条件能很好的稳定编队队形,但得到的实际编队轨道都是不规则的形状。为此,将重点对编队轨道规则形状的初始条件进行研究。仿真结果显示,规则化初始条件能很好地保持编队轨道形状规则。     

低轨编队卫星构形保持的模糊PID控制

近地轨道上的编队卫星,大气摄动和J2项摄动是影响编队构形的主要因素,编队会造成卫星编队构形产生沿航迹方向漂移,导致队形发散,面质比差直接决定了漂移的方向和速度。因此可以通过调整面质比差消除漂移。可以相对队形绕飞中心的漂移距离为输入量,以卫星面质比差为控制量,用模糊控制和PID控制相结合设计控制器消除编队构形的航迹引起的漂移,实现PID参数的自寻优模糊控制。仿真利用MATLAB链接STK实现模糊PID控制的仿真,结果表明,对于两颗卫星构成的构形长半轴为10km的共面绕飞椭圆,相对构形沿航迹漂移距离能够控制在40m之内,实现了设计要求。     

基于GA-BP神经网络的BDS轨道误差模型研究

在对导航卫星轨道误差数据进行研究时发现,卫星广播星历轨道误差客观存在着一些不确定性的规律现象,针对这一无法用现有确定性模型表示的误差信息,建立了基于遗传算法优化BP神经网络的轨道误差预测模型。利用遗传算法来全局寻优BP神经网络的初始权值与阈值,同时根据广播星历解算出的卫星位置和速度,结合参考时刻及摄动改正项对神经网络进行训练和测试。试验结果表明,上述模型能较好的预测轨道误差,应用该模型进行卫星轨道解算时能有效提高轨道精度,降低轨道误差。     

基于STK的编队飞行队形保持控制及仿真

小卫星编队飞行是近年来各个国家航天领域研究的重点,而编队飞行队形的保持控制是其中的一个重要方面.主要介绍了一种基于STK的编队飞行队形保持控制仿真实现方法.控制算法采用了基于Hill方程动力学模型的线性二次型最优控制.利用STK中的嵌入式脚本(Plug-in),将由控制算法得到的队形保持控制力,添加到STK轨道计算的力学模型中,从而进行队形保持控制.通过对有一定初始构型偏差的卫星编队飞行进行仿真,控制结果表明:控制后的卫星编队队形误差可控制在1m之内,最高精度可达到厘米级.从而验证了此控制方法及仿真实现方法的可行性.     

基于相对轨道根数计算的测绘卫星单点定位研究

传统测绘卫星定位方法无法获取轨道全面信息,且传统方法忽略了多个测绘卫星并行航行情况,导致出现定位误差的问题。因此,提出一种基于相对轨道根数计算的测绘卫星单点定位方法。采用基于J₂摄动模型的卫星轨道根数预测方法,预测卫星所在的轨道六根数,以此掌握卫星所在轨道信息;在此基础之上,通过基于相对轨道根数的卫星单点位置预测方法,预测卫星单点位置与卫星的运行速度,实现测绘卫星单点定位。实验结果验证：所提方法在多个测站位置的N、S、E三个方向的平均定位误差最大值为0.05 m。且所提方法预测近地卫星、中高度卫星、地球同步卫星所在轨道根数时,预测误差均方值均低于0.04;定位三种测绘卫星时,定位误差均方值最大值为0.02。数据表明所提方法可准确预测卫星位置信息,可作为测绘卫星定位的有效工具。     

Trajectory‐keeping in satellite formation flying via robust periodic learning control

This paper proposes an iterative learning control (ILC) scheme to ensure trajectory‐keeping in satellite formation flying. Since satellites rotate the earth periodically, position‐dependent disturbances can be considered time‐periodic disturbances. This observation motivates the idea of repetitively compensating for external disturbances such as solar radiation, magnetic field, air drag, and gravity forces in an iterative, orbit‐to‐orbit manner. It is shown that robust ILC can be effectively utilized for satellite trajectory tracking, thus enabling time‐variant formation flying between the leader‐ and follower‐satellites. The validity of the results is illustrated through computational simulations. Copyright © 2009 John Wiley & Sons, Ltd.     

一种自适应变步长RKF方法及其在卫星轨道预报中的应用

为提高常规的变步长RKF方法的运算效率,提出了一种基于范数控制的自适应变步长RKF法。该方法给出局部截断误差范数值、误差限与步长的定量函数关系,根据这种函数关系自动调整步长,并对局部误差范数值为0或极小值的情况进行了讨论。卫星轨道动力学系统的描述可以归结为一阶向量常微分方程初值问题的求解,将自适应变步长RKF方法应用在该问题上,实现了考虑地球非球形和日月等三体摄动下的卫星轨道积分。仿真结果表明,该算法能满足高精度的轨道预报要求,提高了计算速度,在轨道预报中具有很好的使用价值。     

Synchronous orbit accuracy evaluation

A synchronous satellite is periodic in both inertial and earth axes, and can be sensed continuously by a tracking station on the earth, if the station is suitably located. When this tracker senses only range to the satellite, with a normal error of known covariance, the orbit elements can be estimated. The analysis here determines the estimates and the covariances of the orbit elements for the satellite. Numerical results are given for a typical case.     

Modelling of relative motion in multi-unit mechanical system with limited control

The paper is devoted to the development of a control algorithm to nullify the relative secular drift due to the Earth’s oblateness for the motion of Formation Flying. The chief satellite’s orbit is assumed to be circular and not controlled to maintain the formation. A deputy satellite is equipped with a passive magnetic attitude control system with a permanent magnet and low-propulsion thruster, distributed along the principal inertia axis in the same direction. Research is conducted on the possibility of eliminating the relative secular drift through limited control. The limitation consists in the constraint in the direction and magnitude of feasible control. In the present work, the control to eliminate the relative secular drift is analytically developed. The analytical results are approved by numerical simulation of the satellite motion, such as, of the first Russian nanosatellite TNS-0 No. 1.     

基于双星定位系统的两类联合定轨模型及其等价性分析

对于基于双星定位系统的近地卫星精密定轨而言,定位星的轨道误差成为制约近地卫星定轨精度的瓶颈,一般采取定位星与用户星联合定轨策略来改善用户星的定轨精度。为此讨论了仅仅利用星间相对测量信息的自主定轨的亏秩问题,然后从测量几何关系的距离和测距数据2个不同角度建立了基于双星定位系统的近地卫星联合定轨模型,并对两类模型的等价性进行了分析和证明。     

基于便携终端的应急测控技术研究

针对地面固定测控站以及车载机动测控站在作战条件下的抗毁性、机动性和灵活性不足的问题,研究了基于便携式终端的卫星应急测控技术.根据便携式终端的特点设计了低密度弹性遥测体制和多测速实时轨道测量体制,不仅能够充分发挥便携式终端灵活性、隐蔽性的优势,而且能够回避其链路传输能力和数据处理能力的弱点.理论分析与仿真结果显示,当终端布站半径达400 km,测速误差控制在0.1 m/s以内时,对低轨卫星的定轨精度可达米级,满足战时卫星管控和信息支援的需求;且测控终端之间的基线越长、测速误差越小,定轨精度越高.