一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

根据线性迭加理论实现微小卫星姿态磁控制

根据地磁力矩定向阻尼特性和线性迭加理论,提出仅用磁力矩器实现对地指向微小卫星三轴姿态稳定的控制律。推导了采用迭加补偿,并考虑附加磁矩影响时改进的卫星姿态动力学方程。理论分析和仿真结果表明,该控制律简单、姿态控制精度高。     

卫星姿态采样系统的鲁棒H_∞控制

针对一类不确定性卫星姿态采样系统,研究了鲁棒H∞控制问题,给出了卫星姿态控制系统鲁棒稳定的充要条件及相应的鲁棒H∞控制律和最优鲁棒H∞控制律,控制律是通过借助一类线性矩阵不等式(LMI),或通过求取满足线性矩阵不等式约束的优化问题求取的。仿真结果表明,系统在受到扰动后仍然是稳定的。     

大椭圆轨道挠性卫星姿态快速机动控制研究

对具挠性附件的大椭圆轨道卫星快速姿态机动控制进行了研究。针对此类卫星的非线性姿态动力学特点,用非线性矩阵二阶系统形式建立了卫星刚体与柔性结构模态耦合的动力学模型,用反馈非线性化将其转换为一类多胞线性参变系统。针对该系统设计线性状态反馈控制律实现区域极点配置,将相应控制律参数的求解转换为线性矩阵不等式约束下的凸优化问题。仿真结果表明:所提控制方法可同时实现挠性卫星的快速机动控制和挠性振动的有效抑制,能满足大椭圆轨道运行的挠性卫星完成不同观测区域切换的姿态控制任务。研究为大椭圆轨道挠性卫星的小角度快速机动控制提供了理论支撑。     

带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型研究

对带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型建立进行了研究。用混合坐标法建立带挠性附件的卫星的动力学方程,对挠性体的高阶模态作截断处理以简化模型。用小角度近似获得了以姿态角表示的刚体卫星线性化姿态动力学方程,给出了卫星姿态动力学方程状态空间方程,将卫星的挠性附件振动耦合作用作为一种外部干扰力矩叠加到线性方程中,建立了完整的带挠性附件三轴卫星姿态动力学方程的状态空间模型。以某带单翼太阳电池板的卫星作为算例,设计了基于状态空间模型的控制器,结果表明基于状态空间模型设计的高阶线性控制器能对具非线性时变特性的卫星进行有效控制,对帆板等挠性附件的振动有主动抑制功能。     

纯磁控微小卫星的姿态捕获控制研究

针对纯磁控微小卫星姿态捕获问题,提出了一种基于姿态角和姿态角速度反馈的磁
矩能量控制律。利用Matrosov定理证明了该控制律具有一致渐近稳定性,能够保证星体最终
稳定到唯一的零轨道姿态角平衡位置。结合某在研低轨纳星,分析了气动力矩作用下星体大
角度姿态捕获的纯磁控性能。仿真结果表明,所设计的能量控制律具有一致渐近稳定特性,
考虑气动力矩影响时可在一个轨道周期内完成纳星姿态捕获,控制精度较高。该控制律具有
较好的工程应用前景,对于低成本微小卫星的研制是一个有益的探索。     

低轨遥感卫星姿态解耦控制设计与仿真

低轨遥感卫星执行姿态稳定和姿态机动任务时,需要有效克服外部干扰力矩的作用,提高卫星姿态控制的性能,为此文章提出了姿态解耦控制设计。该设计依据解耦控制理论和实际飞轮的工作特性,在卫星运动耦合模型的基础上运用解耦控制方法设计了姿态控制律,将耦合模型分解为滚动、俯仰和偏航3个子系统进行分析,并从频域指标的角度研究了控制参数的选取方法。以资源一号02D卫星为研究对象,对文章提出的设计进行仿真,同时结合资源一号02D卫星在轨数据,比较了姿态解耦控制设计与在轨应用的控制性能指标,结果表明:文章提出的设计控制性能良好,可应用于低轨遥感卫星姿态控制。     

基于变结构控制减小扫描镜运动对卫星姿态的影响分析

基于解耦变结构控制对静止轨道气象卫星扫描镜运动对卫星姿态的影响进行了研究,根据星上有效载荷的扫描镜与星体耦合特性,设计了一种解耦变结构控制律,控制律直接对4个四元数设计滑动模态方程以避免奇异问题。数学仿真结果表明：该变结构控制率能减小扫描镜运动对卫星姿态的影响,提高卫星平台的稳定度,进而提高有效载荷的成像质量。     

绳网拖曳带帆板失效卫星的波动控制

针对带有柔性太阳帆板的失效卫星，提出了一种基于波动控制理论的控制方法，同时实现了绳网拖曳过程中稳定碎片姿态与抑制帆板振动两个目标。首先，提出一种新的绳网简化结构，用Kane方法建立了动力学模型，使其能够在保证运算效率的同时具有更高的精度。然后，针对系统特性设计了波动控制策略，仅需要输入系绳张力的大小和方向，便能通过拖船位置的改变来消除失效卫星的自旋和帆板振动。最后，通过数值仿真验证了控制律的有效性。仿真结果表明，在控制律作用下的拖曳过程中，失效卫星的姿态能够快速稳定，同时帆板的振动也得到了良好的抑制。     

卫星姿控系统的鲁棒H_2/H_∞混合控制问题研究

针对一类范数有界不确定性卫星姿态采样系统,研究了鲁棒H_2/H_∞控制问题,给出了卫星姿态控制系统鲁棒稳定的充要条件及相应的鲁棒H_2/H_∞保性能状态反馈控制律和最优鲁棒H_2/H_∞保性能状态反馈控制律,控制律的求取通过借助一类线性矩阵不等式(LMI),或通过求取满足线性矩阵不等式约束的优化问题,避免了以往使用Lyapunov矩阵求解的保守性。仿真结果表明,系统在受到扰动后仍然是稳定的。     

三轴轮控小卫星大角度机动变结构控制研究

小卫星的三轴轮控姿态控制系统是具有耦合的非线性系统, 本文设计了一种解耦变结构控制律, 直接针对四个四元数变量设计滑态方程, 并进行了大角度机动仿真。结果表明: 此方法控制精度高, 不会产生奇异问题, 具有良好的鲁棒性, 且易于实现     

基于全柔性卫星模型的控制闭环微振动建模与仿真

针对高分辨率遥感卫星的微振动分析,给出了一种整星结构运动与姿态控制系统闭环的建模方法。该方法基于全柔性卫星模型,通过考虑姿态控制系统的控制律和硬件特性建立集成仿真模型,进而预测卫星在轨微振动的微振动响应和结构传递特性。文章以某遥感卫星为例,分别从开环和闭环角度给出了微振动的微振动响应和结构传递特性的结果,并进行对比分析。分析结果表明：提出的方法能够实现全柔性卫星模型的控制闭环微振动分析,相对于传统的开环仿真更接近在轨实际情况。     

一种改进的SGCMGs奇异鲁棒伪逆操纵律算法

以单框架控制力矩陀螺（SGCMG）为卫星动量交换机构,基于建立的姿态控制系统与SGCMG系统的动力学模型,设计零动量卫星的PD（比例微分）解耦姿态控制律。为逃避奇异,提出了一种改进的单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）奇异鲁棒伪逆操纵律算法。某航天器姿态控制仿真结果表明：改进算法可避免奇异,算法有效性得以验证。     

基于机器学习的卫星姿态控制律设计

传统的优化算法只能针对给定控制律的指定参数进行优化.机器学习的方法,不仅进化参数,而且可以按给定准则进化出卫星姿态控制律表达式.建立卫星姿态动力学模型及敏感器和执行机构的原理与误差模型,构成含噪声的单自由度的闭环数字仿真系统.统计一段时间内仿真结果的姿态精度和稳定度作为该控制律的适应度函数.针对姿态控制律选定合适的函数...     

基于控制有效性因子的卫星姿态控制系统在轨重构容错控制

研究了在轨卫星姿态控制系统发生可修复性故障状况下的重构容错控制。首先在星敏感器对陀螺的标定模型中引入控制有效性因子，并利用二级卡尔曼滤波算法求解其值，以说明系统的控制有效程度。然后采用统计假设检验通过其幅值变化判断系统是否存在故障，当故障发生时，引入重构容错控制器对原控制器进行补偿控制。最后，建立卫星闭环姿态控制系统对算法进行了仿真验证，仿真结果表明该算法快速可靠，能够满足在轨卫星姿态控制系统故障状况下的性能要求。     

帆板转动时卫星姿态的非线性控制

当帆板转动时，卫星姿态因系统质量特性的改变和帆板驱动力矩的作用而发生扰动，本文采用一种具有鲁棒性的非线性控制方法，实现了高精度的卫星姿态控制。     

反作用飞轮速率模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件，速率模式是反作用飞轮一种工作模式，提高飞轮速率模式控制系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。详细讨论了反作用飞轮系统的数学模型，在此基础上实现了反作用飞轮速率模式控制系统设计。实验飞轮运行结果表明，设计的反作用飞轮速率模式控制系统能够抑制飞轮内部干扰和噪声，精确复现速率指令。灵敏度分析证明飞轮系统具有较好的鲁棒性。     

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。     

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。
     

挠性卫星的自适应模糊滑模控制

将自适应模糊滑模控制应用于挠性卫星的姿态稳定控制中 ,给出了详尽的实现方法。用一个自适应模糊控制器逼近滑模控制中的等效控制 ,推导了规则参数调整的自适应率 ,确定不连续控制以保证闭环控制系统的稳定性 ,用另一个模糊控制器光滑不连续控制以抑制抖振。仿真结果表明 ,该方法实现了较高精度的卫星姿态控制。