航天器多级自由边界模拟系统姿态平衡协调控制

为了消除天地力学环境不一致对航天器在轨运行精度的影响,需要在地面开展航天器在轨微振动环境模拟试验,因此针对航天器的设施部分和平台部分,在航天器上、下两端建立了自由边界模拟系统和自动控制模块,通过力闭环和位移闭环对航天器重力卸载过程的平衡协调控制算法进行了设计和实施;并通过硬件设施搭建和软件程序编写完成现场试验,验证了控制系统的可行性和稳定性,也为未来航天器地面模拟试验中重力卸载过程控制系统的设计提供技术支撑并积累了工程经验。

基于强化学习的航天器姿态预设性能容错控制

针对惯量不确定性和执行机构故障的航天器姿态控制问题,提出了一种基于强化学习的预设性能容错控制方法。采用预设性能方法设计航天器的姿态控制器,以保证控制过程的暂态响应。为在线补偿惯量不确定,在预设性能控制器的基础上引入强化学习算法,使用评判网络近似代价函数,用于评估系统性能,同时使用动作网络产生前馈补偿控制,用于处理惯量不确定;设计自适应补偿控制,补偿执行机构故障和外扰动对航天器姿态的影响。基于Lyapunov稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明:所提容错控制方法能够实现航天器执行机构故障情况下的稳定控制。

基于干扰观测器的多航天器固定时间姿态协同跟踪控制

针对受扰动下的多航天器系统姿态一致性跟踪问题,提出一种基于干扰观测器与固定时间理论的分布式姿态协同控制策略。多航天器系统在空间中易受太阳光压、重力梯度与地磁力等外部干扰影响而导致控制精度下降,此外航天器内部惯量不确定性带来的影响也不可忽视,因此设计一种基于二阶积分滑模的干扰观测器对复合干扰进行快速精确估计,且该观测器无需任何干扰先验信息。利用观测器获得的估计值,结合领导跟随法,提出一种分布式固定时间姿态协同控制器,实现系统固定时间收敛,收敛时间可通过控制参数进行调节。利用Lyapunov函数证明了系统的固定时间稳定性。仿真与对比试验结果表明,干扰观测器能在较快时间内实现对复合干扰准确估计,协同控制器能在固定时间内实现对期望姿态鲁棒跟踪,与自适应有限时间方法相比,该控制策略精度更高、收敛速度更快和燃油消耗更少。

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态自适应控制

为提高敏捷挠性航天器在轨连续机动的快速性和高稳定性,应用变速控制力矩陀螺(variable speed control moment gyroscopes,VSCMGs)作为姿态控制执行机构,提出了一种将观测器与自适应控制结合的姿态控制律与VSCMGs复合操纵律。考虑到机动过程中挠性模态及精确惯量不可知,采用模态观测器和转动惯量估计器对不可测的状态或参数进行辨识,辨识结果用于精确估计前馈补偿力矩,利用Lyapunov分析方法证明了闭环控制系统的稳定性。鉴于VSCMGs实际使用的力矩分配能力、避奇异能力、轮速平衡能力与末态框架角定位能力,分别设计了加权伪逆操纵律与3种对应的零运动。基于雅可比矩阵条件数提出了末态框架角的优选方法,给出了VSCMGs零运动在机动过程不同阶段的部署方案。结果表明:通过连续姿态机动数值仿真验证了所提算法的有效性;VSCMGs在连续机动过程中平滑切换模式,在不同的机动阶段实现了相应功能。模态观测值和惯量估计值在多次机动后收敛至真值附近,经过参数辨识后的控制器使航天器在机动末端更快更稳地达到指向精度要求。

挠性航天器的自耦PD姿态控制方法

针对存在模型参数不确定以及受到外部干扰的挠性航天器的高精度姿态控制和主动振动抑制问题,根据自耦PID(auto-coupling proportional integral derivative,ACPID)控制理论提出了一种简单的自耦PD(auto-coupling proportional derivative,ACPD)控制方法.将挠性航天器姿态运动的已知和未知内部动态以及外部干扰定义为一个总扰动,进而将其等价映射为一个二阶线性扰动系统.据此构建了在复合总扰动反相激励下的受控误差系统,根据ACPID控制理论分别设计了ACPD姿态控制器和ACPD主动振动控制器,并分析了每个系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.仿真试验结果表明,ACPD姿态控制器对姿态角指令有较好的跟踪性能,ACPD主动振动控制器也能有效地抑制挠性附件的振动.

基于宽度学习的航天器编队分布式姿态协同容错控制

针对具有惯性不确定和执行器故障的航天器编队姿态协同控制问题,利用宽度学习系统的逼近特性对系统的广义扰动和执行器故障进行估计,同时采用迟滞量化器对控制力矩信号进行量化,以降低对通信速率的要求,并减少抖振现象。在此基础上,提出一种基于模型预测控制和快速非奇异积分终端滑模的复合结构容错控制器。利用代数图论和Lyapunov理论分析了闭环姿态系统的稳定性。最后,通过仿真验证了本文提出的控制方法与现有方法相比的优越性。

基于落压式动力装置的挠性航天器姿态控制技术研究

针对充气可展开结构的挠性航天器的姿态控制问题,以线性自抗扰控制理论为基础,开展挠性航天器姿态控制技术研究,通过对落压式动力装置中气体压强变化的实时拟合,提出了一种落压式自抗扰姿态控制算法。仿真结果表明落压式自抗扰姿态控制算法相对于传统恒压式在姿态控制精度不变的条件下,减少了约10%的工质消耗,增加了11%姿态保持时间,进一步实现挠性航天器的小型化、轻量化。

多航天器系统分布式姿态协同预设性能控制

得益于在执行空间飞行任务中具有较高的灵活性和可靠性,多航天器编队系统受到广泛关注。针对航天器编队系统姿态协同控制问题,提出了一种固定时间收敛的分布式姿态协同预设性能控制方法。首先,基于修正罗德里格斯参数构建航天器的相对姿态动力学模型,并采用固定时间收敛的预设性能函数包络定量描述姿态误差方程的瞬稳态性能;其次,在预设性能控制框架下设计了多航天器姿态协同控制器,并给出控制器的稳定性证明;最后,通过多航天器姿态协同稳定算例与姿态跟踪控制算例仿真验证了所提方法的可行性与有效性。

具有输入时延的多航天器分布式跟踪控制

针对具有不确定输入时延的多航天器姿态跟踪控制问题,利用Takagi-Sugeno(T-S)模糊方法将非线性多航天器跟踪误差动力学模型进行模糊线性化处理,从而构建出简化的航天器跟踪误差动力学线性模型。在此基础上,设计了一种分布式多航天器鲁棒跟踪控制协议,实现多航天器在不确定输入时延和扰动环境下的姿态跟踪控制。最后以多航天器姿态跟踪控制系统模型进行了数值仿真验证,结果表明,利用所设计的分布式跟踪控制器,可实现在不同输入时延下的多航天器姿态跟踪控制,并且可以满足系统的H∞性能指标。

基于控制力矩陀螺的航天器功率最优姿态控制

本文研究基于控制力矩陀螺利用零子空间的航天器姿态控制功率优化问题.航天器采用4个为一组的控制力矩陀螺(CMG)作为姿态控制执行机构.对于N-CMG(N≥4)组而言,如非进入奇异构型,控制的解空间存在一维自由度的零运动.利用该自由度,根据设定的功率函数,可通过局部优化算法在零运动空间求解功率最优解.将该功率最优化算法分别应用于姿态跟踪任务与姿态稳定任务,仿真结果表明,这种功率最优算法对姿态稳定任务具有更好的功率优化效果.

航天器姿态受限的协同势函数族设计方法

提出一种考虑航天器姿态约束的协同势函数设计方法,在姿态全局收敛的同时,保证姿态在机动过程中始终满足姿态约束.首先,建立航天器姿态指向约束模型,并针对每一个指向约束设计软约束区域;然后,基于“角度扰动”方法设计协同势函数族;接着,通过设计协同势函数族内函数切换规律,在软约束区域内构建满足姿态约束的势函数,并给出区域内势函数临界点分布的调整方法;最后,将所得的势函数用于航天器的避障控制,以比例-微分控制为例,通过数值仿真,验证该方法的有效性.

非受控航天器姿态运动演变及影响因素分析

非受控航天器抢救是保护空间资产的重要手段之一,分析并确定目标的姿态运动状态对于失效航天器抢救十分重要。本文针对非受控航天器姿态运动及相关影响因素进行了梳理和总结,分析了空间环境干扰和航天器组件干扰的影响效果,并以SAST-1000平台为例,对以上干扰影响进行了综合分析,给出了特定情况下航天器的姿态运动模型简化方案和不同扰动对于动量矩和转动动能的影响情况。

柔性航天器的H_(∞)状态反馈控制器设计

当柔性航天器工作时,由于液体燃料的晃动与重力梯度等外界环境干扰,导致航天器系统出现强非线性以及强耦合性等特点,因此如何控制其姿态偏转一直是极具难点的问题。为了解决此问题,设计了一种H_(∞)状态反馈控制器,重新定义了柔性航天器的动力学模型中的综合扰动项,结合运动学模型描绘了柔性航天器的数学模型表达式。将柔性航天器的数学模型改写成了H_(∞)状态反馈控制数学模型。使用数学理论验证了控制器理论可用性,通过仿真软件对处于H_(∞)状态反馈控制律下的柔性航天器数学模型进行仿真。结果表明,设计的H_(∞)状态反馈控制器可以有效地实现柔性航天器的姿态稳定,振动抑制,具有实际价值。

充液挠性航天器时变滑模控制及振动抑制

针对存在外界未知干扰、参数不确定问题的刚-液-柔多体耦合航天器姿态控制进行了研究.将液体燃料的晃动等效为球摆模型,挠性附件假设为欧拉-伯努利梁,建立了多体耦合航天器动力学方程.首先,设计了积分滑模干扰观测器,使其能够在有限的时间范围内对控制系统的集总扰动实现准确估计;其次,以此干扰观测器为基础,设计了一种时变滑模控制方法,该控制运用双曲正切函数;最后,结合光滑整形技术,设计出零振动指令光滑器,从而抑制液体晃动和挠性附件振动.数值仿真结果表明:本文所设计的控制方案具有可行性和有效性,多模态充液挠性航天器在姿态机动过程中所引起的残余振动可以得到有效抑制.

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法.首先,采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型,分析了存在的控制约束和角速度约束.在此基础上,设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法.由于挠性模态不能直接测量,内层设计了模态观测器,并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入.随后,外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径,该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态,通过跟踪该路径,航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置.通过构造合适的李雅普诺夫函数,严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性.最后,仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.

刚体航天器预设时间预设精度姿态跟踪控制

为研究刚体航天器在上界已知的外部扰动力矩作用下的姿态跟踪控制问题,提出了一种可以指定跟踪精度的预设时间姿态跟踪控制策略。首先,设计了一种预设时间扰动观测器,此观测器可以在指定的时间以内实现对有界外部扰动的高精度在线估计,利用其估计值可以对外部扰动力矩进行补偿。然后,在此扰动观测器的基础上,运用终端滑模控制方法,设计了一个(准)终端滑模面并构造了一个连续非奇异终端滑模姿态跟踪控制器。Lyapunov理论分析表明,本研究所提观测器、滑模面和控制器的收敛时间上界以及收敛完成以后姿态跟踪的误差上界均显式存在于观测器、滑模面和控制器的有关参数中,因而可以在控制器设计过程中很方便地对其进行调节,且不受初始条件的制约。最后,通过数值仿真验证了所提控制策略的性能。仿真结果表明,无论是收敛速度还是跟踪精度,预设值都是一个比较宽松的上界,实际性能有可能远远优于预设值,并且此算法对系统的建模不确定性也有比较好的鲁棒性。

航天器的快速有限时间事件触发姿态跟踪控制

基于航天器姿态的最优控制律,将采用快速有限时间控制和固定阈值事件触发机制相结合,设计快速有限时间事件触发姿态跟踪控制器.仿真实验结果表明:在事件触发机制下,控制信号触发后呈阶梯变化,明显降低了信号的更新频率,节省了通信资源;航天器系统没有出现芝诺现象;相对于文献(丁世宏,李世华.基于四元数的空间飞行器姿态控制[C]//第25届中国控制会议论文集(上册),2006:283-287)的控制器,该文控制器能以更短的时间减小角速度误差,使航天器系统更快地达到稳态.

多任务航天器平台的姿态和轨道控制系统

由CNES(法国航天局)倡议的法国通用卫星平台PROTEUS定义为一个廉价小卫星,它运行在近地轨道,无需进行重大的具体修改就能够执行多种任务。所考虑的不同种类任务是:惯性定向或对太阳定向,对地球定向(对天顶定向或对天底定向)。CNES已选定AEROSPATIALE负责PROTEUS平台的研制。本文先综述关键要求,然后描述现已开发的通用平台的姿态和轨道控制系统(AOCS)。AEROSPATIALE使用的系统方法已明确:即AOCS对所有的特定任务采用同样的设备、同样的星上软件和同样的控制模式结构。AOCS围绕三种关键部件设计:一个星跟踪器、一个三轴陀螺组合件和一组反作用轮。在所有AOCS模式中(有一个例外),利用这些部件可大大降低部件的数量。仅采用五种模式:星捕获模式、正常运行模式、用4个推力器进行大△V机动的轨道修正模式、用2个推力器进行小△V调整的轨道修正模式以及安全保持模式。保持太阳定向姿态的安全保持模式(SHM)用低权敏感器和执行机构为卫星系统提供很好的鲁棒性。在执行PROTEUS计划的同时,AEROSPATIALE已在三轴动态转台上试验了SHM。本文也描述了涉及PROTEUS计划进度和经费约束等发展设想的一些方面。这个AOCS设计乃至整个平台系统完全能适应不同高度和轨道倾角的飞行任务要求。它也允许有效载荷定向性能与飞行任务和轨道条件无关。

任意圆轨道上磁性刚体航天器的混沌姿态运动及其控制

研究在地球万有引力场和磁场中具有结构内阻尼的磁性刚体航天器在圆轨道上平面天平动的混沌行为及其控制。应用 Melnikov方法建立了系统存在横截异宿环的条件。分别采用 Poincare映射、功率谱和 L yapunov指数等数值方法对系统动力学行为进行识别。

基于强化学习的航天器姿态控制器设计

航天器在轨执行某些任务时,其质量参数会发生未知变化,传统控制方法在这种情况下控制效果不佳。本文提出基于强化学习的航天器姿态控制器设计方法,该方法在姿态控制器训练过程中不需要对航天器进行动力学建模,不依赖航天器的质量参数。当质量参数发生较大未知变化时,训练好的控制器仍然可以保持较好的控制效果。仿真测试表明:使用基于强化学习方法训练的控制器确实具有良好的鲁棒性。此外,回报函数的设计会明显影响姿态控制器的训练,因此对不同的回报函数设计进行了研究。