修正型罗德里格斯参数在旋转弹上的应用(英文)

光纤陀螺可应用于旋转弹导航上,以提高其精确打击能力。基于光纤陀螺的捷联惯性导航系统是实现这一目的的重要手段之一。其中,姿态更新算法是捷联惯性导航系统的核心。针对旋转弹短时、近程的特点,提出一种基于修正型罗德里格斯参数的全姿态更新算法,并给出适合旋转弹姿态确定的数学模型。仿真结果表明与传统姿态更新算法相比较,新算法可以更有效的抑制不可交换误差,降低跟随时间的累积误差,减少高动态环境下的计算量,提高算法结算的速度和精度。

基于修正型罗德里格斯参数的三维刚体摆姿态控制

3D刚体摆是研究地球静止轨道航天器的一个力学简化模型,它绕一个固定、无摩擦的支点旋转,具有3个转动自由度.文章给出基于修正型罗德里格斯(Rodrigues)参数描述的3D刚体摆的姿态动力学方程,针对3D刚体摆姿态和角速度稳定的非线性控制设计问题,基于无源性控制理论利用能量法设计了3D刚体摆的系统控制器,并证明了系统满足无源性.构造了系统的李雅普诺夫(Lyapunov)函数,利用能量法设计出3D刚体摆的姿态控制律,并由拉萨尔(La Salle)不变集原理证明了该控制律的渐近稳定性.仿真实验给出了3D刚体摆在倒立平衡位置的姿态和角速度的渐近稳定性,仿真实验结果表明基于能量方法的3D刚体摆姿态控制是有效的.

基于姿态参数切换的四元数快速传递对准算法

针对快速传递对准过程中的大失准角情况,在建立非线性四元数误差模型的基础上,对利用姿态参数转换的四元数无迹卡尔曼滤波(QUKF)进行研究。通过四元数和修正罗德里格斯参数间的相互转换关系对四元数加权求和公式进行推导,使计算更为直观。针对扰动sigma点中四元数部分的规范性问题,通过先计算sigma点得到其向量部分,再利用单位化约束得到标量部分的方法进行解决,并在此基础上对含有姿态四元数的误差方差阵进行推导并给出相应公式。仿真结果表明,该算法对大失准角的估计准确度和快速性可以满足传递对准的要求。

采用激光陀螺/GPS的导弹组合定姿系统

采用激光陀螺确定导弹飞行姿态时,由于存在初始姿态误差及陀螺漂移,弹体的计算姿态有误差且随时间振荡。为了消除姿态误差和陀螺漂移并获得弹体姿态的最优估计,设计了一种组合定姿系统。该系统以GPS载波双差相位为观测量,用修正罗德里格斯参数(MRPs)描述姿态误差矢量,并以该误差的一阶微分方程为模型,采用无迹卡尔曼滤波器(UKF)估计姿态误差和陀螺漂移并实时校正,进而得到弹体姿态的最优估计。仿真结果表明:在大的姿态、陀螺漂移初始误差条件下,该系统可准确、快速地估计导弹姿态,证明了其有效性。

基于航天器姿轨耦合模型的非线性前馈控制

对于航天器编队飞行和交会对接来说,精确的相对轨道和姿态模型尤其重要,而单独考虑相对轨道模型无法满足其高精度要求,因此从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRPs)表示的姿态运动学方程出发,建立了六自由度的相对动力学方程。在模型建立过程中考虑了耦合和非线性因素,保证了模型的精度。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性前馈控制律,并通过李雅普诺夫直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真算例验证了建立模型和控制律的有效性。

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。

基于扩张状态观测器的航天器时延状态反馈控制

研究了刚性航天器的时延姿态稳定控制问题。首先建立了基于修正罗德里格斯参数(modified rodrigues parameters,MRPs)的航天器非线性状态模型,具有确定上界的时延项在状态反馈控制律中体现。通过构造Lyapunov-Krasovskii泛函进行稳定性分析,由此得到保证系统渐近稳定的线性矩阵不等式,依此设计状态反馈控制系数矩阵。考虑到航天器三轴间的耦合非线性项,利用扩张状态观测器(extended state observer,ESO)方法,设计了二阶非线性扩张状态观测器,以获得航天器系统内部状态向量并用于状态反馈控制律。为便于工程实际应用,仿真中将MRPs响应输出转换为欧拉角响应,仿真结果表明,本文所设计的控制系统能保证航天器三轴姿态稳定。

航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法

航天器姿态指向跟踪(APT)技术是近年来引起深入研究的关键技术之一,设计一种自适应滑模控制律,通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响,同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性,用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题,实现受控航天器的某个指向(相机或天线)保持对运动目标的跟踪.控制方案采用修正罗德里格斯参数(MRP)描述航天器姿态,用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构.仿真结果显示了控制律的有效性.

航天器相对姿态跟踪的非线性前馈控制

针对航天器相对姿态跟踪过程中严重的非线性及控制器设计的复杂性,建立了基于修正罗德里格斯参数的航天器相对姿态运动学和动力学方程并根据Lyapunov直接法设计了非线性前馈控制律。设计的控制律不仅保证闭环系统稳定,还使得航天器相对姿态跟踪误差快速收敛到零点邻域内。通过在Matlab/Simulink环境下对航天器相对姿态跟踪进行数值仿真,验证了建立模型和设计控制律的有效性。

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。