带有输入时延的刚性航天器反最优姿态控制

针对带有输入时延的刚性航天器提出一种姿态稳定性控制方法,首先利用反步法构造李雅普诺夫控制函数,由此得到使系统全局渐近稳定的时延补偿控制器。由于航天器系统为强耦合非线性系统,基于反最优理论,对非线性时延系统构造关于系统状态量和控制力矩的目标函数,该目标函数体现了能耗的重要性,并得到相应的最优控制器。将无优化指标考虑的控制器与最优控制器进行性能比较,非最优控制器所需能量消耗较大,仿真中给出了定量分析结果。仿真结果显示,不同时延情况下,该控制器均可以有效控制航天器姿态稳定,并且对于时延估计偏差具有鲁棒性。     

基于一体化、通用化、自动化的测量系统地面测发控设计

测量系统地面测发控系统是火箭各阶段测试及发射控制的重要组成部分,低温运载火箭对测量系统地面测发控的一体化、自动化和前端无人值守能力提出了更高的要求.概述了长征七号系列运载火箭测量系统地面测发控的组成,在总线制供配电技术、一体化测控设计思路、远距离测控无人值守设计、自动化测试和自动判读、多型号通用化等方面取得了突破式进展...     

考虑退绕问题的刚性航天器全局姿态稳定性控制

针对刚性航天器姿态机动问题设计了能够有效减小能量损耗的非线性状态反馈控制器。由于修正罗德里格斯参数(modified rodrigues parameter,MRP)原始集在特征轴旋转角为±360°时存在奇异点,而相应的MRP映射集(shadow set)的奇异点处于特征轴旋转角为0°。将MRP原始集与映射集结合起来,实现全局非奇异姿态描述,解决了航天器姿态控制中的退绕(unwinding)问题。利用平方和(SOS)方法设计非线性状态反馈控制律,实现航天器全局姿态渐近稳定控制,同时实现更短控制路径,保证了控制过程中特征轴旋转角|Φ|≤180°。仿真结果表明了在干扰条件下该控制方法可有效控制航天器姿态稳定,且对能量损耗给出了定量分析结果。     

基于滑模方法的挠性航天器姿态稳定控制

针对复杂的非线性航天器轨道及姿态模型,考虑了存在外部扰动力矩及轨道机动引起航天器挠性附件振动的挠性航天器姿态稳定的问题,设计了基于滑模算法的挠性航天器姿态控制器,优点是设计的控制器仅需要航天器姿态角信息不需要姿态角速度信息。滑模算法表现出了对外部扰动及轨道机动过程对挠性航天器姿态影响的鲁棒性,可以使处于轨道机动过程中的挠性航天器姿态控制系统稳定。给出了基于Lyapunov稳定性理论的姿态控制闭环系统稳定性证明。仿真结果表明：本挠性航天器姿态控制系统在外部扰动及轨道机动控制力的影响下稳定。