一种模型独立的拟欧拉轴航天器大角度姿态机动

刚性航天器初始姿态捕获 ,要求从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态。本文基于姿态偏差四元数和瞬时旋转轴偏离欧拉轴程度信息反馈 ,设计了一种拟欧拉轴旋转姿态捕获控制规律。对于刚体的任意初始状态 ,角速度可能不平行于欧拉轴。为减少瞬时旋转轴的偏移程度 ,将初始角速度分解为平行和垂直欧拉轴的两个分量 ,控制器在初始阶段尽快消除垂直角速度分量 ,随后进行拟欧拉旋转机动。

通过非线性解耦实现绕欧拉特征轴旋转的姿态控制系统

利用四元数反馈，就不需要测量三个欧拉角，从而避免结构上和原理上所带来的麻烦，而且可以实现绕欧拉特征轴的大角度机动。绕欧拉特征轴旋转的角行程是最短的。但是，要实现这种机动，姿态控制系统必须是解耦的。

惯性空间TDI相机长弧段星源主动扫描设计

为了有效扩大惯性空间观测的幅宽范围和成像信噪比,提出了一种基于星等与光学多参量的映射函数的卫星与载荷姿频协同补偿的TDI相机长弧段星源主动扫描设计方法。首先,基于黑体辐射能量密度公式,构造TDI光学参量与极限探测星等之间的映射函数;然后,采用齐次坐标变换和欧拉轴最优路径规划方法,建立惯性空间卫星恒速机动和载荷动态实时补偿的长弧段星源扫描成像模型,完成动态星源无拖尾高信噪比成像。最后,基于平行实验理论,搭建由TDI相机和动态星源模拟器组成的实验系统,并完成了扫描成像实验和误差分析。实验结果表明,本体坐标系相对惯性坐标系的欧拉角速率为8.5(°)/s时,积分级数为96,TDI相机行频为1 kHz,成像时长10 s,TDI相机成像过程中星图成像信噪比最大值为7.325,扫描区域立体角为5.4232 rad。惯性空间TDI相机长弧段星源主动扫描可实现对星源高信噪比成像,并大幅拓展了成像观测范围。

转速和控制力矩受限下模型独立的航天器拟欧拉姿态机动

刚性航天器的初始姿态捕获,要求在敏感器和执行机构物理限制范围内,尽快从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态.根据递阶饱和控制逻辑,设计了一种适用于转速和控制力矩均受限的模型独立的非线性反馈控制规律.给出了该拟欧拉轴旋转控制算法的数学仿真,仿真结果表明该算法有效可靠.

欧拉刚体有限转动定理几何证明

利用向量投影及解析几何知识研究了欧拉有限转动定理。

小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求 ,小卫星必须具备姿态大角度机动能力 .基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制 ,提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法 .该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪 ,以实现时间较短的姿态大角度机动控制 .仿真结果表明 ,算法鲁棒性好 ,设计简单且易于在轨实时计算 。

一种对地姿态重定向的机动轨迹规划及控制方法

针对载荷工作时需根据目标点指向进行姿态动态调整的对地遥感卫星快速重定向问题进行了研究。鉴于综合考虑轨道运动、观测目标重定向及对目标瞄准时姿态动态调整的复杂性,首先将观测目标重定向运动解耦出来,并利用轨道系下绕欧拉轴旋转的策略进行规划,从而便于由运动学精确推导姿态机动角加速度在内的期望跟踪轨迹参量解析式;基于期望轨迹参量,设计了一种基于前馈补偿与跟踪误差线性反馈控制相结合的姿态跟踪控制器,在动力学参数确知时可实现运动学及动力学的精确补偿;进一步考虑系统离散实现及零阶保持带来的补偿误差,基于冲量等效原理对补偿算法的角加速度进行修正;最后,利用闭环与开环控制仿真对所提出方法的有效性进行了验证。

一种基于误差四元数的战术导弹垂直发射姿态调转控制器

针对战术导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求 ,研究了垂直发射快速姿态调转的控制问题。首先基于误差四元数并结合垂直发射的具体特点 ,建立了战术导弹垂直发射的非线性数学模型 ;然后通过李亚普诺夫第二方法进行控制系统设计 ,得出了基于误差四元数反馈控制器 ,分析了系统的稳定性和鲁棒性。该控制器实现了绕欧拉特征轴的旋转 ,缩短了姿态调转的时间 ,最后通过仿真验证其有效性。

刚体姿态仿真方法研究

首先论述了姿态描述的四种方法:欧拉角、欧拉轴旋转参数、方向余弦和四元数法,重点介绍了四元数法在飞行器运动学上的应用,它消除了欧拉方程的奇异性,计算效率也远远优于其他三种方法;最后讨论了数值仿真的方法及误差。

四元数反馈控制技术研究

弹道导弹、运载火箭在飞行过程中经常会出现三通道大范围调姿的情况,如果用传统的姿态角控制方案,当3个欧拉角中的第2个欧拉角出现过90°的情况时,欧拉角计算出现奇异。本文针对采用捷联惯性测量组合作为敏感器件的弹道导弹、运载火箭提出了四元数控制方案,即采用初始四元数q0表征初始姿态、终端四元数qt表征终端姿态,实时计算调姿程序四元数qcx以及姿控系统控制量四元数Δq(k)的方法,可避免姿态角计算奇异问题,且姿态过程优化。数学仿真证明了该方案的正确性和可行性。

战术导弹垂直发射姿态调转次最小时间控制器

针对战术导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求,研究了垂直发射快速姿态调转的次最小时间控制问题。首先基于误差四元数并结合垂直发射的具体特点,建立了战术导弹垂直发射的非线性数学模型;然后基于误差四元数和最优控制理论进行控制系统设计,得出了一种基于误差四元数的非线性反馈控制器,该控制器不仅实现了绕欧拉特征轴的旋转,而且实现了绕特征轴的次最小时间控制,缩短了姿态调转的时间,最后通过仿真验证其有效性。

基于误差四元数的战术导弹垂直发射姿态调转滑模控制器

针对战术导弹垂直发射姿态调转时的快速性要求,研究了垂直发射快速姿态调转的控制问题。首先基于误差四元数并结合垂直发射的具体特点,建立了战术导弹垂直发射的非线性数学模型;然后通过滑模变结构控制理论进行控制系统设计,得出了基于误差四元数反馈控制器,分析了系统的稳定性和鲁棒性。该控制器实现了绕欧拉特征轴的旋转,缩短了姿态调转的时间,最后通过仿真验证其有效性。

对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法

传统以对地指向偏差为约束的对日定向方法在星-日、星-地连线的夹角达到极值后,卫星期望姿态会发生大幅度快速翻转,导致较大的峰值功耗和寿命损伤。针对该现象,提出了一种可使期望姿态平稳变化的以对地指向偏差为约束的对日定向方法,将卫星的期望姿态设置为绕一基准姿态周期性地旋转。在不显著牺牲对日定向效能的同时,既确保卫星期望对地轴与对地方向的夹角小于约束角,又使得卫星姿态总体平稳变化。数值仿真表明:所提出的平稳对日定向方法能够大幅降低卫星期望角速度的峰值,同时能够满足对日指向和对地指向的需求。

非零初末角速度约束下的卫星实时姿态机动规划

针对存在初末角速度非零约束的卫星姿态机动任务,提出了一种基于旋转分解的实时解析规划算法。该方法通过将卫星三维旋转分解为多个绕固定轴的一维欧拉旋转,使非线性规划问题转换为多个一维空间上的线性规划问题,再将各个线性规划的结果通过四元数运算融合为最终的姿态机动规划结果。与过去针对此类问题经常采用的非线性规划方法相比,该规划算法可以通过解析的形式给出,因此不需要通过多次数值迭代得到可行解,运算量少,可以实时进行计算,适合实际在轨应用。