基于飞轮的欠驱动航天器姿态控制器设计

在以飞轮作为姿态控制执行机构的航天器中,如果部分飞轮发生故障而使得航天器欠驱动时,姿态控制性能会急剧下降.本文对两个匕轮的刚性航天器,研究了姿态控制问题.在零动量的假设下,利用Backstepping方法,为欠驱动姿态控制系统设计了一个新型的姿态控制器.设计过程分两步进行:首先,根据姿态运动学模型,设计出可使航天器姿态全局渐近稳定的控制角速率;然后,根据姿态动力学模型,得到使航天器姿态全局渐近稳定的控制力矩.该控制器为非连续控制器,可使航天器姿态误差全局一致渐近收敛为零,并使系统具有良好的动态性能.计算机仿真表明,本文所设计出的控制器是可行的.     

基于DDFC的航天器姿态控制器设计方法

对高精度在轨航天器姿态控制问题进行了研究,提出了一个基于直接动态反馈补偿(direct dynamics feedback compen-sation,DDFC)的航天器姿态控制方法.方法使得系统的输入量为执行机构的转速,也就是使得执行机构工作在速率模式,可以避免高频噪声对控制系统的影响,提高系统的可靠性.仿真结果表明,方法可以有效地克服模型参数不确定等非理想因素,航天器的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值,最终偏差满足要求,系统性能良好.这种方法物理概念清晰、数学过程简明,便于工程实现.     

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.     

旋转式太阳帆航天器姿态控制

姿态角的准确控制是太阳帆航天器能够成功应用的关键,具有十分重要的研究意义。旋转式太阳帆航天器由于没有支撑结构而表现出柔性特征,因此在对其进行姿态动力学建模及控制时,不能使用传统的刚性建模及姿态控制方法。针对在轨航行的旋转式太阳帆航天器,在物理模型的基础上利用混合坐标法建立其姿态动力学刚柔耦合模型。针对该模型,设计能够跟踪最优姿态角且同时抑制帆面柔性振动的控制器,并分析采用4个反作用喷气装置作为执行机构时的实现情况。仿真结果表明,设计的LQR控制器能够使旋转式太阳帆跟踪到最优目标姿态角并且有效抑制了柔性帆面的振动,旋转式太阳帆在轨航行过程中利用反作用喷气力矩来对其姿态角进行控制是可行的。     

约束输出特征结构配置方法在飞控系统中的应用

针对含约束的输出反馈飞行控制系统,传统特征结构配置方法求解的反馈参数矩阵不能使控制系统实现精确的动态性能,为此,提出了一种反馈矩阵的求解方法.在该方法中,将对系统主导特征值配置的精确性要求和对未配置特征值的稳定性要求概括为一个综合优化指标,而后,再采用粒子群算法对该指标进行优化,求解出最优的反馈矩阵.该方法克服了传统特征结构配置方法的缺点.通过在变稳飞机飞行控制系统设计中的应用,验证了该方法的优越性和有效性.     

基于多元决策模型的结晶器协调控制方案

针对在特定物理环境、经济环境和工程环境下,如何选择最佳的结晶器协调控制方案的问题,提出一种新的控制方案分析方法:基于多元决策模型的模糊分析方法.根据连铸工业过程对结晶器控制系统的要求,选取鲁棒性、超调量、能量消耗率、安全性、安装成本、复杂性等6个指标建立综合评估体系,采用判断矩阵法确定多元决策权重向量,进而构造出控制系统评价优选的多元决策模型.基于该模型,在多元约束条件下对4种典型的结晶器协调控制方案及其仿真结果进行了模糊分析.分析结果对实际结晶器控制系统的设计有指导性意义.该方法可以推广到其他控制系统的方案评估中去.     

基于ARM9的嵌入式控制系统设计与实现

提出了以工业级ARM9芯片为核心的嵌入式控制系统设计实现方案.分析一般工业控制器需求,给出了控制系统总体方案,详细设计了A/D、D/A、CAN、USB和网络等硬件电路及模块化软件.通过编译与移植U-Boot、嵌入式Linux内核,能正确引导操作系统并加载根文件系统,为嵌入式控制系统的开发与应用奠定了可靠的软硬件平台.该系统为工业数据采集及控制等领域控制系统设计提供了一种可行的方案.     

组合航天器的姿态控制与结构鲁棒控制分配

针对空间臂捕获未知目标航天器后的控制问题, 本文提出了一种新方案. 基于动量的估计方法和递推最小二乘 算法在线估计组合式航天器的惯性参数, 并通过一种基于比例微分反馈的直接参数方法处理组合姿态控制系统, 此方法 给出了完整的参数化双反馈增益. 考虑到推力器的配置和配置矩阵的测量误差, 提出了具有多面体和多胞体形式摄动的 鲁棒控制分配方法. 最后, 数值仿真结果验证了所提方法的有效性.     

组合航天器的姿态控制与结构鲁棒控制分配（英文）

针对空间臂捕获未知目标航天器后的控制问题,本文提出了一种新方案.基于动量的估计方法和递推最小二乘算法在线估计组合式航天器的惯性参数,并通过一种基于比例微分反馈的直接参数方法处理组合姿态控制系统,此方法给出了完整的参数化双反馈增益.考虑到推力器的配置和配置矩阵的测量误差,提出了具有多面体和多胞体形式摄动的鲁棒控制分配方法.最后,数值仿真结果验证了所提方法的有效性.     

一种线性系统可重构控制分析方法

提出了一种线性系统在线或者离线的可重构控制分析方法,该方法基于功能目标模型,能够定性分析线性系统的可重构控制问题, 包括发生多个故障时是否具有可重构能力,采用哪些组件和何种控制方法,以及重构后系统是否能达到期望的控制目标等.首先定义了功能、目标、最小重构单元状态、可行集等概念,并基于这些概念建立系统功能目标模型.该模型由功能目标关系和各个目标的可行集组成. 总目标的可行集为系统顶层可行集,可重构控制方案的选择基于顶层可行集.应用本文方法,离线建立起控制系统的功能目标模型后, 可以在线或离线分析其多种故障模式下的可重构问题,还可以用于指导可重构性设计.最后,给出一个卫星控制系统可重构控制分析的例子.     

基于迭代学习观测器的航天器姿态主动容错控制

针对含有外部扰动和执行器故障的一类航天器姿态控制系统,本文提出基于迭代学习观测器的主动容错控制方案.首先,建立了含有外部扰动和执行器故障的航天器姿态控制系统的运动学和动力学模型.其次,为了提高观测器的故障估计精度,在传统迭代学习观测器设计基础上引入上一时刻状态估计误差信息,文章提出一种改进型学习估计算法.进一步,基于滑模控制和指定时间稳定理论,利用学习观测器的故障估计信息设计指定时间主动容错控制器.与现有的航天器主动容错控制方案相比,本文所提出的算法的优势在于可以使故障系统的姿态能在指定时间跟踪上指令信号.基于Lyapunov方法,本文从理论上证明了改进型学习观测器和姿态容错控制系统的稳定性.最后,通过数值仿真,说明了所提容错控制方案的有效性和可行性.     

基于学习观测器的航天器指定时间跟踪控制

针对一类含有外部扰动和执行器故障的刚体航天器姿态控制系统,提出一种基于自适应学习观测器的指定时间容错控制器的设计方案.首先,系统性地给出一种改进型自适应学习观测器设计方案,基于自适应学习观测器框架,设计航天器姿态系统的学习观测器实现对系统的综合扰动值估计;然后,利用综合扰动的估计信息和滑模控制理论设计指定时间容错跟踪控制器,使得系统的姿态角能够在指定时间跟踪指令信号,系统的收敛时间可通过容错控制器的参数预先设置,且与系统的初始状态值无关;接着,基于Lyapunov稳定性理论验证含有故障的姿态控制系统能够在指定时间内稳定;最后,通过数值仿真,与已有的观测器和有限时间控制方案进行对比,表明所提出方案的有效性和可行性.     

基于多层次灰色综合评价法的工业设计方案优选决策模型及其应用

为辅助企业在产品设计方案评估阶段进行合理地决策,减少设计的盲目性和主观性,基于多层次灰色综合评价法构建了工业产品设计方案优选决策模型.在评价流程中,首先依据层次分析法(AHP)与熵权法通过定性、定量分析,合理地进行评价指标权重系数的确定.其次,采用灰色关联度分析法对各设计方案进行灰色加权关联度的计算,确定其排序,并依据...     

航天器时延自适应变结构容错控制

针对航天器存在未知惯量参数以及干扰与执行机构失效的姿态机动问题,提出一种将自适应变结构控制与时延技术相结合的鲁棒容错控制方法.该方法在继承变结构控制优点的同时,提高了控制律对参数和干扰变化的自适应能力;利用时延技术的逼近能力补偿执行机构的故障,使得控制器对执行机构的失效具有很强的容错能力,并且执行机构故障信息不需进行在线检测和分离.仿真结果表明,在完成姿态调节控制的同时,所提出的方法具有良好的过渡过程品质.     

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.     

Robust attitude tracking control for a rigid spacecraft under input delays and actuator errors

Attitude control of a rigid spacecraft under input delays, disturbances, parameter uncertainties, actuator errors, and constraints is a challenging problem. In this paper, these problems are considered simultaneously, and a robust control approach to attitude tracking of a rigid spacecraft is exploited. The design methodology is based on three steps: (1) compensating input delays by using the backstepping technique, (2) design of a disturbance observer for the delayed system by using the super-twisting algorithm to estimate unknown internal and external disturbances, then adding a feedforward compensation law based on the estimated signal to the backstepping controller to attenuate the effects of disturbances, (3) employing a robust least-square scheme to map the specified control command on the redundant actuators in the presence of actuator error, including actuator magnitude deviation and misalignment, with regard to actuator amplitude and rate constraints. The effectiveness of the proposed algorithm is shown by various numerical simulations.     

基于结构熵权 TOPSIS 法的产品设计方案评估研究

为了提高企业在产品设计方案评估阶段进行合理决策的效率,提出了一种基于结 构熵权双基点法(TOPSIS)的产品设计方案评估方法。在评估流程中,首先确定产品设计方案评 价指标,专家对各评价指标进行重要度排序,在得到了“典型排序”后经过结构熵计算和“认识盲 度”计算,得出各评价指标的权重,以替代双基点法中专家主观设定的权重系数;其次,构建设 计方案各指标加权标准决策的矩阵,进而求得各指标的理想解,基于以上可得到各设计方案距 离理想解的相对贴近度,经对比后确定设计方案的排序情况,从而得到各方案的优劣。最后, 将该评估流程应用于录音笔设计方案评估的决策中,验证了该方法的可行性与有效性。     

Neural network–based reconfiguration control for spacecraft formation in obstacle environments

This paper proposes an adaptive formation reconfiguration control scheme based on the leader‐follower strategy for multiple spacecraft systems. By taking the predesigned desired velocities and the trajectories as reference signals, a set of coordination tracking controllers is constructed by combining the reconstructed dynamic system and the neural network–based reconfiguration algorithm together. To avoid collisions between spacecraft and obstacles during the formation configuration process, the null space–based behavioral control is integrated into the control design. Since the spacecraft dynamics contains unknown nonlinearity and disturbance, it is challenging to make the system robust to uncertainties and improve the control precision simultaneously. To solve this problem, both the adaptive neural network strategy and the finite‐time control theory are employed. Finally, 2 simulation examples are carried out to verify the proposed algorithm, showing that the formation reconfiguration task can be executed successfully while achieving high control precision.