基于保辛算法的绳系卫星系统闭环反馈控制问题求解

应用非线性系统滚动时域控制的保辛算法求解绳系卫星系统子星释放和回收过程的闭环反馈控制问题.通过第二类Lagrange方程推导出二体绳系卫星系统的动力学方程;通过拟线性化方法将绳系卫星系统闭环反馈控制问题转化为线性非齐次Hamilton系统两端边值问题的迭代求解;通过保辛算法将线性非齐次Hamilton两端边值问题转化为线性方程组的求解;通过递进更新时间步的状态变量和控制变量,完成绳系卫星系统的闭环反馈控制.数值仿真表明:相对于Legendre伪谱方法,用保辛算法求解绳系卫星系统的闭环反馈控制问题的计算速度和收敛速度较快.绳系卫星系统的开环控制和闭环反馈控制问题数值仿真结果表明:在绳系卫星的初始状态存在偏差的情况下,使用开环控制会导致系统在终端无法达到稳定状态,而使用闭环反馈控制则能在一段时间内抵消初始状态向量偏差对系统产生的影响,最终达到稳定状态.     

多体卫星复合控制地面物理仿真试验系统

对于具有星间链路天线的多体卫星而言，进行星体姿态和天线指向复合控制的地面物理仿真试验研究是一个重要课题。本文主要叙述利用单轴气浮台模拟卫星姿态运动，由天线框架驱动机构实物连接组成多体卫星平面运动动力学环境下的物理仿真试验系统。     

空间绳系机器人抓捕目标过程协同稳定控制

针对空间绳系机器人抓捕无控目标过程中的自身稳定控制问题,提出一种操作机械臂主动阻尼控制与利用空间系绳、反作用轮进行基体姿态稳定控制相结合的协同稳定控制方法.文中首先建立了空间绳系机器人抓捕目标的动力学模型及与目标的接触碰撞模型,分析了抓捕过程中空间绳系机器人及目标的运动状态,在此基础上设计了操作机械臂关节主动阻尼控制律以减小碰撞力对操作机械臂末端的冲击,结合基体姿态的变化设计了滑模姿态稳定控制律,通过空间系绳和反作用轮提供基体所需的滑模姿态控制力矩.在抓捕目标仿真过程中对关节主动阻尼控制方法和所提出的协同稳定控制方法进行比较分析,结果表明,本文提出的抓捕目标协同稳定控制方法能很好地稳定操作机械臂和基体,且空间系绳对基体及目标的扰动影响很小,达到了空间绳系机器人抓捕目标时自身稳定的要求.     

绳系卫星编队动力学及控制研究进展

对空间绳系卫星编队构形进行了分类,阐述了编队构形的稳定性特征.对系统自旋运动、系绳振动及L2平动点附近周期运动进行分析,指出系统展开/回收过程、卫星刚体姿态的动力学行为及控制方法.最后,对绳系卫星编队系统的研究及发展进行概括和总结.     

空间绳系机器人在轨捕获视景仿真系统设计

针对空间绳系机器人在轨捕获可视化的问题,把绳系机器人的控制系统引入仿真环境,基于Vega平台开发了路径规划运动方式和实时接收数据运动方式相结合的空间绳系机器人在轨捕获仿真系统;利用Pro/Engineer和Creator建立了场景模型,实现了绳系在空间展开和视觉伺服效果的模拟,并对捕获过程进行了实时仿真;仿真结果表明,该系统能够直观显示控制系统的控制效果,能够成功演示空间绳系机器人对目标卫星的捕获,满足实时性要求。     

基于机械臂耦合力矩评估的组合航天器姿态协调控制

针对在轨服务任务中服务航天器和目标航天器对接后组合体的姿态稳定问题,提出一种基于机械臂耦合力矩评估的组合航天器姿态协调控制方法.首先,对空间机械臂和组合航天器进行了动力学建模与分析;其次,利用空间机械臂和组合体平台之间的强耦合特点,采用空间机械臂的运动来协调组合航天器平台的姿态运动,并给出了相应的协调规划方法;然后,考虑传统航天器燃料有限、反作用轮易饱和等因素,采用以空间机械臂为主、反作用轮为辅的方式对组合航天器进行姿态协调控制,并设计了基于机械臂耦合力矩评估的姿态协调控制器;最后利用仿真实验与传统航天器姿态控制方法进行了比较分析,结果表明:所提方法仅通过空间机械臂和反作用轮就能实现对组合航天器的姿态稳定控制,而不需要消耗昂贵的喷气燃料.     

基于PSO的空间机械臂轨迹规划技术研究

研究机器人的机械臂轨迹优化问题,空间机器人系统的机械臂和基座之间存在动力学耦合,基座姿态稳定性容易受到机械臂运动的反作用干扰.为了使空间机器人系统的姿态稳定性不受的影响,提出了一种基于PSO(粒子群优化算法)的参数化5-3-5轨迹规划方法.利用PSO的优化能力找到合适的参数组合,进行关节空间轨迹规划.通过对比实验,运用动力学仿真对方法的有效性进行了验证.仿真结果表明,方法规划出的轨迹运动光滑,且按段轨迹运动机械臂对基座姿态的扰动符合预期要求,证明规划轨迹的有效性.     

地面和空间机械臂的动力学等效条件与控制相似律

针对如何在地面机械臂上有效验证空间机械臂控制律的问题,本文研究空间机械臂和地面机械臂系统间的动力学等效条件和控制相似律.首先,基于量纲分析研究地面机械臂和空间机械臂之间的动力学等效条件,并基于等效条件设计地面机械臂系统.其次,基于量纲分析建立空间和地面机械臂系统间的控制相似律,设计的空间机械臂控制律通过控制相似律将可以转化为地面机械臂相应的控制律.最后,考虑地面机械臂基座往往无法和空间机械臂的基座航天器一样进行全6自由度运动,以及地面机械臂运动时受到重力影响,使得地面机械臂不再满足动力学等效条件,基于反馈线性化技术设计一种地面机械臂的动力学误差补偿策略,使得地面机械臂和空间机械臂具有相似的闭环动力学行为.这样,空间机械臂的控制律可以在设计的地面机械臂上进行验证,仿真中以在地面机械臂上验证空间机械臂的PID控制器为例说明所提方法的有效性.     

柔性空间机械臂捕获卫星过程的鲁棒镇定与自适应抑振复合控制

分析漂浮基柔性空间机械臂捕获运动卫星过程的碰撞动力学,及受碰撞冲击后的不稳定空间机械臂系统的控制.首先,利用假设模态法近似描述柔性杆的弹性变形,并结合第二类拉格朗日方程建立柔性空间机械臂多体系统动力学模型.而后,基于动量守恒原理,利用动量冲量法分析空间机械臂捕获卫星的碰撞动力学.针对受碰撞冲击后不稳定运动空间机械臂,设计鲁棒镇定与自适应抑振复合控制以维持空间机械臂与被捕获卫星组合体系统稳定.最后,数值仿真揭示了碰撞冲击影响效应,并验证了上述控制算法的有效性.     

基于单个双框架变速控制力矩陀螺的卫星姿态反步控制

研究了利用单个双框架变速控制力矩陀螺(DGVSCMG)实现卫星三轴姿态控制问题;文章建立了基于单个DGVSCMG的卫星姿态动力学模型,在此基础上采用反步法设计控制律,分为姿态环的设计和角速度环的设计,并通过Lyapunov稳定性定理验证了控制算法的稳定性;最后对该控制律进行的数值仿真结果表明,21s后卫星姿态控制精度优于10-2°,姿态稳定度达到10-3°/s量级,验证了文章方法的有效性。     

基于非线性单元模型的绳系卫星系统动力学

建立连续绳系卫星系统的离散的可变自由度有限维动力学模型,描述其长时间空间大范围运动.绳系卫星系统为复杂的非线性动力学系统.考虑了系绳的黏弹性、分布质量和空间位形,使得建立的改进珠式模型能够细致地描述系绳的纵横向振动.根据绳索只能受拉而不能抗压的特性引入了系绳单元的松弛模型,准确反映系绳真实受力情况.研究了系统自由度改变...     

基于LVDS的电子星模拟器设计

为了实现卫星姿轨控地面半物理仿真试验,设计了基于LVDS的电子星模拟器,图像分辨率支持1 024*1 024;图像位宽支持12 bit;能够同时完成帧频10 Hz的图像上传及采集;将星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学通过以太网将四元数提供给电子星模拟器,电子星模拟器将生成的电子星图通过LVDS传输给星敏感器,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、敏感器系统组成了实时仿真验证系统;试验表明电子星模的输出接近目标值,闭环测试中星敏采集到准确的星图;通过实物在闭环回路仿真验证了上述方案的有效性,并通过指标对比分析,显示了电子星模拟器的可行性,在卫星姿轨控地面半物理仿真试验中具有良好的推广性。     

基于FPGA和PCIe总线的电子星模拟器设计

为了实现卫星姿轨控地面半物理仿真试验,设计了基于FPGA和PCIe总线的电子星模拟器,图像分辨率支持1024*1024;图像位宽支持12bit。电子星模拟器图像处理卡基于FPGA的硬件结构,与上位机界面软件通过PCIe总线交互数据,采用LVDS(Low Voltage Differential Signaling)信号收发星图数据。地面动力学按照10ms周期将四元数通过以太网发送给电子星模拟器,电子星模拟器将生成的电子星图通过LVDS传输给星敏感器,通过地面实时仿真验证系统验证,电子星模的输出与目标值误差小于0.07%,闭环测试中星敏采集到准确的星图,显示了电子星模拟器的可行性,在卫星姿轨控地面半物理仿真试验中具有良好的推广性。     

MSC Adams用户自定义子程序在卫星姿控系统仿真分析中的应用

利用MSC Adams中用户自定义子程序方法建立卫星姿态控制系统的模型,对卫星附件在轨展开过程进行卫星姿态动力学仿真分析.     

On the coupled dynamics of small spacecraft and elastic deployable appendages

A thorough investigation of the dynamics of finite-mass satellites with a deployable elastic arm is presented. This work is focused on the interaction between spacecraft rigid body motion and its flexible arm dynamics during the deployment process. The classical Newton–Euler formulation and the Lagrangian approach are applied to the study of the dynamics of spacecraft and its deploying arm. Utilizing a non-Newtonian floating frame to define the arm elastic deformation field, the interactions between the spacecraft and its moving arm have been simulated. Complete equations of motion show that the spacecraft motion induces dynamical stiffness on the arm; in addition, axial and lateral motions of the deploying elastic arm change the spacecraft mass-characteristics and thus influence the spacecraft’s rigid body motions. The overall dynamic behavior is highly dependent on spacecraft mass characteristics in addition to the “arm deployment time (ADT)”. The results of case studies clearly indicate that some assumptions previously applied in appendage dynamic analysis are not conservative and produce erroneous results. This study realistically investigates the dynamics of elastic deploying appendages by considering finite-mass characteristics for small and massy spacecraft. The results reveal that for massive spacecraft the arm’s flexible dynamics is mainly excited through deployment, while for small spacecraft the energy transfers to the arm base and the spacecraft rigid body motion is considerably stimulated. Moreover, this work has further highlighted the effects of ADT in the overall system response. The findings of this work show that the energy distribution between arm’s elastic dynamics and spacecraft rigid body motions is an important factor in the design of any control system to limit unwanted arm-tip motions.     

静止轨道风云四号气象卫星模拟器研究

为满足气象卫星地面系统工程研制和应用过程中的卫星模拟仿真需求,分析了新一代静止轨道气象卫星的功能特点和仿真需求,采用模块化集成原则设计了一种气象卫星模拟器技术架构,实现卫星平台、有效载荷和星地接口的综合模拟。研究了遥测遥控、高速数传、姿轨控和数据管理等卫星功能的模拟方法,实现卫星平台系统核心功能和接口模拟,讨论了有效载荷的功能模拟与载荷数据仿真方法,模拟仪器工作模式,并行实时输出载荷仿真数据。根据风云四号气象卫星星地系统特点,研究了系统评估方法和联试方法,从功能完整性、设计指标符合性、系统可用性等方面对系统效益进行评价。综合评估结果表明,该系统能够达到设计和应用要求。     

Dynamics of satellite with deployable rigid solar arrays

This research is concerned with the dynamic modeling of satellite with deployable solar arrays equipped with strain energy hinges (SEH). The SEH is a new deployment device consisting of a strip tape measure, which utilizes the buckling behavior of a thin curved shell to produce nonlinear dynamic characteristics during deployment of solar arrays. For dynamic simulation, the SEH is assumed to be a massless-nonlinear elastic member and the solar panels are assumed to be rigid bodies which are connected by the SEHs. The planar deployment is of interest in this study since the deployment of solar arrays mainly occurs in a two-dimensional plane. In deriving the equations of motion, we developed a new systematic approach suitable for the simulation of solar array deployment in space. The simulation results were compared to the ground experimental results obtained at the laboratory of Korea Aerospace Research Institute. In the ground experiments, the hub of the solar arrays was attached to the frictionless rotational bearing, and the solar arrays were hanged by bungee cables. Even though the dynamic model was derived for the space deployment of the solar arrays, the simulation result corresponding to the solar array deployment was similar to the ground experimental results thus validating the simulation model developed in this paper.     

卫星姿态的状态转移控制

本文面向卫星的应用需求,对卫星姿态的运动学和动力学进行了分析与建模.利用反馈线性化,将姿态运动的高阶非线性项包含在姿态控制中,通过局部动态线性化,将动力学系统近似为定常系统.通过幂级数法对系统进行了状态转移过程的求解.采用模型预测的方法获得姿态角和姿态角速度的预期偏差.通过广义逆变换构造关于偏差的最小范数、最小二乘控制器.提出了一种基于状态转移的卫星姿态机动、跟踪与稳定控制的新方法.控制器的参数具有根据系统采样周期和当前状态时变自适应的特点.考虑帆板挠性及多种偏差和噪声影响,仿真验证了方法的可行性和有效性.     

Almost global finite‐time stabilization of rigid body attitude dynamics using rotation matrices

This work considers continuous finite‐time stabilization of rigid body attitude dynamics using a coordinate‐free representation of attitude on the Lie group of rigid body rotations in three dimensions, SO(3). Using a Hölder continuous Morse–Lyapunov function, a finite‐time feedback stabilization scheme for rigid body attitude motion to a desired attitude with continuous state feedback is obtained. Attitude feedback control with finite‐time convergence has been considered in the past using the unit quaternion representation. However, it is known that the unit quaternion representation of attitude is ambiguous, with two antipodal unit quaternions representing a single rigid body attitude. Continuous feedback control using unit quaternions may therefore lead to the unstable unwinding phenomenon if this ambiguity is not resolved in the control design, and this has adverse effects on actuators, settling time, and control effort expended. The feedback control law designed here leads to almost global finite‐time stabilization of the attitude motion of a rigid body with Hölder continuous feedback to the desired attitude. As a result, this control scheme avoids chattering in the presence of measurement noise, does not excite unmodeled high‐frequency structural dynamics, and can be implemented with actuators that can only provide continuous control inputs. Numerical simulation results for a spacecraft in low Earth orbit, obtained using a Lie group variational integrator, confirm the theoretically obtained stability and robustness properties of this attitude feedback stabilization scheme. Copyright © 2015 John Wiley & Sons, Ltd.