控制力矩陀螺的动态扫描成像卫星姿态控制

针对卫星动态扫描成像任务中的姿态控制问题,建立卫星姿态动力学模型,分析动态扫描成像任务对姿态控制的特殊需求。结合动态扫描成像任务需求提出一种典型的姿态机动方案,对姿态机动过程所需控制力矩进行估计。基于期望力矩和星体实时姿态设计一种俯仰机动控制律,并提出五棱锥构型陀螺群的操纵方案。针对某动态扫描成像任务卫星,对提出的控制律进行数值仿真。仿真结果证明所提方案可以满足卫星动态扫描成像的姿态控制要求。     

小型固体运载器一、二级分离动力学与仿真研究

某低成本小型固体运载器采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制。针对该布局,设计引入闭环姿态控制的一、二级级间冷分离方案。在描述级间分离过程的基础上,建立了分离运动学与动力学模型,解锁与分离冲量装置模型,气动力模型以及分离姿态控制律模型,讨论了碰撞判断条件,通过Monte Carlo仿真验证了参数不确定条件下分离姿态控制律设计对于避免碰撞和减小上面级初始姿态偏差的有效性。结果表明所设计的分离方案在充分发挥冷分离优势的同时能够弥补由冷分离时间长引起的上面级初始姿态偏差,能够有效避免级间碰撞。为该运载器的级间分离方案提供了一种可能的选择。     

空间站零燃料大角度姿态机动路径存在性分析

零燃料大角度姿态机动技术是新近应用在国际空间站的新概念姿态控制技术。构造了以控制力矩陀螺为执行机构的空间站姿态控制动力学模型,在此基础上,建立了空间站本体与控制力矩陀螺之间的角动量守恒关系。针对各类大角度姿态机动任务,通过分析空间站惯量参数与控制力矩陀螺性能参数之间的解析关系,得到了零燃料大角度姿态机动路径的存在性条件。通过规划算例验证了存在性分析的正确性。所提出的零燃料大角度姿态机动存在性条件,为姿态机动路径的存在性判断提供了便捷可行的方法,为零燃料大角度姿态机动技术未来在我国空间站实施的可行性论证提供重要的理论依据。     

单框架控制力矩陀螺部分失效时的空间站姿态机动方法

对金字塔构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的失效特性进行分析。结合SGCMG部分失效的特点,构建运用Legendre伪谱法的重规划姿态机动路径求解方法。考虑SGCMG失效情况的不可预测性,设计自适应操纵律,该操纵律可以根据指令力矩与输出力矩的偏差对SGCMG的失效情况进行诊断,从而调节操纵律的内部参数,实现失效情况操纵律的自适应调节。仿真结果表明,采用姿态机动路径重规划算法与自适应操纵律,在控制力矩陀螺部分失效的情况下,仍可以实现空间站的大角度姿态机动。姿态机动方法可以有效应对空间站大角度姿态机动过程中可能出现的SGCMG部分失效情况,从而提高空间站姿态机动任务的安全性与可靠性。     

载人飞船逃逸飞行段姿态控制律设计

载人飞船在逃逸飞行过程中,需要对其姿态作较大幅度的调整,调整幅度可达０°～１８０°,飞船姿态的调整可以通过控制俯仰通道来完成。由于飞船姿态运动的三个通道一般是相互交连的,因此,在作姿态大幅度调整的过程中,还需要对其它两个通道进行姿态稳定。本文设计的一种相平面开关曲线和相应的姿态控制律,既可以用于飞船作大姿态调整,又可以用于姿态稳定。数字仿真结果表明,只要合理选择开关控制曲线的有关参数,可使姿态控制精度满足设计要求。     

滑模变结构控制的月球着陆舱姿态控制系统设计

在我国的探月计划中,要实现月球探测器软着陆于月球表面.在分析月球着陆舱软着陆段的飞行任务对于姿态控制要求的基础上,基于滑模变结构控制方法,根据实际姿态角和期望姿态角的偏差,给出了线性滑动模态面的切换方程,采用指数趋近律和边界层削抖的方法,推导出期望控制力矩的计算公式.并研究了姿控发动机的配置特点和点火逻辑.给出了由期望力矩计算实际控制力矩的方法.仿真结果表明,该姿态控制系统能迅速地将着陆舱跟踪到期望姿态.着陆舱经过514s飞行,在距月面2 km处将速度减为零,将姿态调整到垂直向下,完成了飞行任务.飞行轨迹比较平滑,具有较好的鲁棒性和自适应性.     

基于路径规划的敏捷卫星姿态机动反馈控制方法

为了避免奇异状态,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)操纵律要求框架角进行快速转动,需要消耗较多的能量,并会对SGCMG和卫星系统带来一系列潜在危害。针对该问题,提出基于路径规划和反馈控制相结合的姿态机动控制方法。根据固定时间姿态机动的任务需求,以能量为优化指标,采用伪谱法优化机动路径并回避奇异状态;将最优控制量作为参考数输入,并利用基于系统限制状态的反馈控制方法消除不确定性和扰动的影响。反馈控制基于名义输入进行数值积分得到的预测状态量,并与期望终端状态比较形成控制误差信号。该方法将卫星和SGCMG作为整体规划姿态运动,能够有效避免奇异状态。结合工程实际,在闭环控制仿真中考虑了卫星角速度和SGCMG框架角的初始偏差。仿真结果表明:本文算法能够有限避免奇异状态,且能消除初始姿态角速度和框架角不确定的影响。     

故障自适应滑模再入姿态控制设计

为了解决再入飞行过程中,飞行器故障时的姿态控制问题。提出了一种故障检测策略和在故障状态下的姿态控制方法。首先,设计了非线性故障检测观测器,通过姿态角观测误差阈值确定故障是否发生。其次,使用自适应控制技术和滑模控制技术实现了故障情况下的再入飞行器姿态控制。最后,通过数值仿真算例,测试了经典双回路控制律和提出的容错控制律下的姿态指令跟踪效果,证明了提出的容错控制策略的有效性。     

应用时标分离和动态逆方法设计飞行器的姿态控制系统

在对飞行器的姿态控制过程中,针对飞行器姿态控制系统模型的非线性特性,线性的控制方法难以直接应用,应用非线性控制理论来设计姿态控制律十分必要。结合时标分离的思想将系统姿态的运动学部分和动力学部分分别视为慢变子系统和快变子系统,2次应用动态逆的设计方法来设计控制律,仿真结果表明,系统能够快速地跟踪期望的姿态角,跟踪的精度高,该方法简单可行,具有一定的实用性。     

采用终端滑模控制实现交会对接逼近段姿态跟踪

针对交会对接逼近段追踪器的姿态控制问题,采用反馈线性化理论推导了非线性姿态动力学方程的相变量模型.基于导出的姿控模型,引入模型误差和随机噪声,结合终端滑模控制理论,给出了能够在有限时间内完成姿态跟踪,并使状态跟踪误差收敛的控制律的设计方法.对具有扰动项的系统,仿真结果仍能满足交会任务对时间的要求,且姿态角跟踪误差趋于0,说明控制律对相变量系统的姿态跟踪控制具有较好的鲁棒性.     

基于输入输出线性化的深海潜标姿态控制

针对当前深海潜标水下不能主动调整姿态的问题,提出了一种基于矢量推进螺旋桨的主动姿态控制方法.首先,利用凝集质量法建立潜标缆索在深海环境中的运动模型,解算张力及缆索构型;然后,联立潜标六自由度运动方程,耦合缆索两端的边界条件,采用四阶龙格-库塔法解算获得潜标的运动要素与姿态变化;最后,针对潜标运动的非线性数学模型,提出了一种基于输入输出线性化的状态反馈姿态控制律,并编制Matlab程序进行仿真.仿真结果表明:该控制律能够使潜标姿态跟踪到参考姿态.     

制导火箭弹非线性最优预测姿态的控制器设计

为了提高制导火箭弹的控制效果,基于最优控制理论,提出将非线性预测控制方法应用于火箭弹姿态的控制器设计.根据火箭弹的运动特点,结合弹箭一般运动方程组,给出了尾翼稳定火箭弹姿态动力学模型.以舵偏角为控制变量,推导出姿态控制系统的状态方程、目标函数与控制律,并设计了姿态控制器.在控制时域一定的条件下,利用6自由度弹道模型仿真分析了控制阶数对制导火箭弹非线性姿态控制器的影响,得到控制阶数对非线性最优预测控制影响的定性规律.仿真结果表明:该控制器具有良好的控制效果,系统控制响应快,可基本实现无差控制.     

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

研究了挠性航天器姿态机动过程中挠性附件的主动振动控制问题.针对刚性主体上带有挠性梁的航天器,在建立挠性系统动力学模型的基础上,采用滑模变结构控制策略进行挠性航天器的大角度机动控制,为了快速抑制由于刚体运动而激发的弹性振动,在挠性梁上配置压电致动器,并通过速度反馈设计压电致动器的控制律.仿真结果表明,此方法在实现了旋转机动的同时,有效抑制了弹性振动.     

用四元数进行卫星姿态控制的最佳控制轴法

本文研究姿态控制的控制规律问题。“阿婆罗”登月舱所采用的姿态控制规律的一组开关曲线,在大姿态误差角情况下,由于角速度交连的影响,延长了进入误差极限环的时间。为了克服交连影响,本文提出利用四元数法选择最接近于瞬时旋转轴的控制轴来进行控制,导出了控制公式和开关曲线,并对在有干扰力矩作用下,控制规律的稳定性进行了研究。计算证明此种控制方法不仅加快了误差角的衰减时间,而且简化了计算公式(与“阿婆罗”开关曲线相比较)。     

具有终端角度约束的H_∞制导律设计

针对导弹对地面运动目标精确攻击时姿态约束的H_∞末制导问题,提出了一种新的具有终端角度约束的制导律.基于二维弹目相对运动学的非线性关系,并将目标机动运动和系统结构摄动作为外部的扰动,建立了垂直平面内弹目相对运动的数学模型.以命中点终端姿态角跟踪误差和控制能量最小为性能指标,同时基于零化弹目视线角速率的思想, 设计得到了非线性H_∞鲁棒制导律.该方法利用Lyapunov稳定理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,而非求解HJI偏微分方程,同时也避免了对剩余时间的估计.数字仿真表明这种制导律在不需要任何目标运动信息的情况下,仍然保证终端角度和制导精度的要求,具有很强的鲁棒性和适应性.     

再入机动弹头滚动回路鲁棒姿态控制系统设计

根据经典控制理论,引入姿态角加速度反馈,采用零、极点相消,变增益补偿等设计方法,所设计的再入机动弹头滚动回路姿态控制系统具有良好的快速性、稳定性和很强的鲁棒性。     

基于DDPG的四旋翼无人机姿态控制

针对未知环境下四旋翼无人机姿态控制实现难、鲁棒性差等问题,提出了基于深度确定性策略(DDPG)算法的智能姿态控制方法。首先,基于欧拉-庞卡莱方程,利用计算机符号推导,建立四旋翼的动力学模型;其次,基于DDPG算法设计四旋翼的姿态控制器,并在奖励函数设计中引入姿态误差、姿态角速度误差和控制量惩罚项;最后,通过设置不同初始状态值、改变四旋翼结构参数和引入噪声等仿真试验,分析验证控制器的性能。仿真结果表明,该控制器能够引导四旋翼快速响应到期望姿态并保持稳定,同时展现出较好的泛化能力。     

临近空间驻留飞艇模糊变结构姿态控制方法

针对临近空间驻留飞艇姿态运动的非线性、耦合和不确定等特点,提出了一种模糊变结构解耦控制方法。首先,推导了定点模式下飞艇的姿态运动方程,通过选取状态向量和控制向量,将其描述为非线性系统。然后,采用反馈线性化方法将非线性姿态控制系统输入输出解耦为三个通道的线性子系统;利用滑模变结构控制对参数摄动的不变性设计了定点姿态控制系统,并应用Lyapunov理论证明了系统的全局稳定性;为提高控制性能,以变结构控制的滑模面及其变化率为模糊控制器的输入,以趋近律参数为模糊控制器的输出设计了模糊变结构控制器,通过模糊规则在线调整控制律参数。最后,对具有参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,验证了控制方法的有效性和鲁棒性。     

一种适用于拦截高速目标的末段导引律

基于在视线坐标系中的导弹-目标相对运动模型,以控制导弹-目标视线角速度趋于零为基本思想,设计了一种末制导律,用于拦截高超声速目标。以脱靶量和能量消耗为约束条件,以目标无机动时有很好的性能为目的,首先设计了最优制导律;然后,基于滑模控制理论,选择合适的滑模趋近律,对所设计的最优制导律进行改进得到最优滑模制导律;用李雅普诺夫理论证明了该制导律的稳定性,分析了该制导律参数选择条件。仿真结果表明,与最优制导律相比,所设计的制导律对目标机动有较强的鲁棒性,能以直接碰撞的方式拦截高超声速目标。     

三轴稳定拦截器常值推力姿态控制系统优化设计

针对大气层外拦截器常值姿态控制问题,设计了一种"数字变推力"姿态控制系统。通过对拦截器动力学环节合理简化,应用线性二次型最优控制理论(LQR),设计出连续型角度最优控制律,并依据廉价控制、昂贵控制等原则,选择合适的加权矩阵推导出控制量的解析表达式;根据PWPF((Pulse Width Pulse Frequency)调制原理,将用连续推力设计最优控制律用于常值推力发动机,实现了"数字变推力"姿态控制系统设计;考虑燃料消耗及PWPF线性工作区要求等应用PSO(Particle Swarm Optimization)优化算法对PWPF调制器参数进行了优化设计和仿真。仿真结果表明了该设计方法的有效性及工程应用价值。