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。     

神经网络补偿的挠性卫星敏捷姿态机动

采用单框架控制力矩陀螺( SGCMG)作为主要执行机构,研究了挠性卫星的敏捷机动问题．首先,为 挠性卫星建立带有时变参数及模型不确定性的刚柔耦合动力学模型;配置控制力矩陀螺／飞轮混合执行机构 以满足敏捷卫星快速机动和高精度的任务需求．然后,设计积分型变结构控制律,并利用神经网络补偿器逼 近不确定项,消除卫星挠性耦合特性和模型不确定性对系统的影响,最后,对算法进行了仿真验证．结果表明 所设计的控制系统能够在执行机构不产生奇异的前提下,有效地抑制挠性附件的振动,使卫星在外界干扰及 模型不确定性的影响下,快速达到要求的指向精度和稳定度     

敏捷小卫星姿态控制律和操纵律一体化设计

研究了以控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星姿态控制系统控制律和操纵律的一体化设计.首先,采用4个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)构成典型的金字塔构型的CMG,并根据CMG的框架轴轴承会逐步退化建立CMG动力学模型.然后,基于自适应控制思想,设计控制律和操纵律一体化的控制器,同时考虑到为避免CMG奇异性影响,基于Lyapunov理论证明其组成的闭环系统渐近稳定.最后,通过建立敏捷小卫星闭环姿态控制系统对算法进行仿真验证,仿真结果表明该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星快速姿态机动.     

考虑安装偏差的联合执行机构自适应控制算法

为满足卫星机动过程中成像的需求,采用联合控制力矩陀螺和飞轮作为执行机构提供大且精确的控制力矩,但其安装的偏差会降低卫星姿态控制精度,基于设计自适应控制律处理这一问题.在携带变速控制力矩陀螺卫星通用模型的基础上,建立考虑安装偏差的联合执行机构控制模型.基于修正罗德里格参数描述的姿态运动学,设计多输入多输出自适应跟踪控制律估计执行机构的安装偏差与卫星转动惯量,并进行控制补偿以提高姿态控制精度.采用平滑映射避免控制律出现奇异现象而导致的无法执行,并基于Lyapunov原理分析了控制系统稳定性.数学对比仿真结果表明,该控制方法能够有效的实现卫星快速机动过程中的高精度控制,可提高2个数量级的跟踪控制精度.     

Review：A Survey of Single Gimbal Control Moment Gyroscope for Agile Spacecraft Attitude Control

综述：敏捷航天器姿态控制单框架控制力矩陀螺奇异分析

吴云华¹,韩锋¹,华冰¹,陈志明¹,徐大富²,葛林林¹

（1. 南京航空航天大学 航天学院,南京 210016;

2. 上海宇航系统工程研究所,上海 201108）

创新点说明：

姿态敏捷机动是下一代成像卫星的基本要求之一,而控制力矩陀螺托因其强大的力矩输出/放大能力将是敏捷卫星和大型航天器姿态控制的有力的执行机构。本文从构型、评价方法、动力学建模、奇异分析和操纵律设计等方面对控制力矩陀螺进行调研和分析。对于特定的航天任务,可以通过控制力矩陀螺评价方法选取合适的构型;对于控制力矩陀螺应用,其难点在于系统矩阵奇异时的求逆问题;针对奇异和操纵问题,本文应用不同的技巧和理论进行了分析,发现金字塔构型的控制力矩陀螺系统和奇异鲁棒操纵律能够较好的符合航天器对敏捷性要求。本文通过丰富的图表和算例给出了较为系统的控制力矩陀螺综述,有助于控制力矩陀螺的进一步研究。

研究目的：

姿态敏捷机动是未来航天器基本要求之一,而控制力矩陀螺作为敏捷航天器的有效执行机构可输出较大力矩以保证任务的完成。因此,本文就当前国内外控制力陀螺与敏捷卫星控制的基本研究现状进行了调研,并指出了现有研究中存在不足。

研究方法：

本文为综述性文章,主要研究方法为文献调研和必要的数学仿真与验证。文献调研：调研了国内外有关控制力矩陀螺相关研究,并对文献从构型、建模方法、奇异分析和操纵律设计等进行了分类和概括总结;数学仿真：针对文献中的建模方法、分析手段和操纵策略,利用数值仿真的方法进行了验证,并将相关结果呈现在文章中。

结果：

总结了控制力矩陀螺构型、建模方法、奇异分析和操纵方法。1）构型：分析了不同的构型（冗余与非冗余）的内在联系和彼此的演化关系;通过评价手段对比了各个构型的静态特性;2）建模方法：总结了4种建模方法,发现不同的方法具有不同的适用性;3)奇异分析：从奇异显化、奇异状态求解、零运动和微分几何等不同的角度分析了奇异特性,作为操纵律设计的基础：4）操纵方法：分析了不同的操纵律,从设计、系统误差和奇异逃离能力进行对比和概括总结。

结论：

在当前的控制力矩陀螺研究中,以金字塔构型为代表的最小冗余机构得到了广泛的关注,并且以其为研究对象的奇异鲁棒算法可以有效地应对奇异问题。同时,一些新的理论的引入丰富了奇异分析和算法设计的手段,给出了新的奇异避免思路。针对当前研究中存在的不足,我们指出后续的研究应该建立构型评价体系,从而可真对不同的任务选择合适的构型;同时,采用混合/异构执行机构来研究奇异规避问题。

关键词：敏捷航天器,单框架控制力矩陀螺,控制力矩陀螺构型;奇异与操纵律

     

具有大型天线的卫星姿态大角度机动解耦控制

为了解决卫星-天线系统的耦合动力学问题,利用一种三自由度驱动与测量机构连接天线臂与卫星平台并控制天线指向.通过该机构在卫星姿态控制系统中引入前馈控制来补偿反作用力矩,从而实现卫星平台与天线之间的解耦控制.在卫星姿态大角度机动条件下建立带有解耦机构的卫星-天线系统动力学模型.以该模型为基础设计姿态大角度机动的控制方案并进行仿真验证.仿真结果表明解耦控制方法将卫星姿态稳定度提高了两个数量级.解耦控制方法能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定度.     

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,显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会。     

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，显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会．     

卫星姿态跟踪的模糊滑模控制器设计

针对刚体卫星的姿态跟踪问题,提出了一种模糊滑模变结构控制器设计方法。首先根据由误差四元数和误差角速度描述的跟踪误差动力学和运动学方程,设计了基于李亚普诺夫方法的滑模变结构控制律。为克服滑模控制中存在的固有的抖振问题,采用模糊控制方法设计了切换控制项。最后对卫星姿态跟踪控制系统进行了仿真研究。结果表明,在参数不确定性及外干扰存在时,所设计的控制方案在实现姿态跟踪控制的同时,对于卫星转动惯量的摄动及外部扰动力矩是鲁棒的。     

粒子滤波在卫星姿态确定中的应用

为了验证以星敏感器和速率陀螺作为卫星测量元件时,粒子滤波算法在姿态确定中的有效性.采用修正的罗德里格参数作为姿态参数建立了有陀螺和无陀螺两种模式下的系统状态方程和测量方程,并利用粒子滤波(PF)算法进行了姿态估计.和扩展的卡尔曼滤波(EKF)算法进行比较,仿真结果表明:PF算法在小初始估计误差下能够收敛,且具有和EKF相当的精度.大初始估计误差时,EKF算法不能收敛而PF算法仍能收敛.最后验证了PF算法在无陀螺模式下进行姿态确定的有效性.     

A comparing design of satellite attitude control system based on reaction wheel

The disturbance caused by the reaction wheel with a current controller greatly influences the accuracy and stability of the satellite attitude control system. To solve this problem, the idea of speed feedback compensation control reaction wheel is put forward. This paper introduces the comparison on design and performance of two satellite attitude control systems, which are separately based on the current control reaction wheel and the speed feedback compensation control reaction wheel. Analysis shows that the speed feedback compensation con- trol flywheel system may effectively suppress the torque fluctuation. Simulation results indicate that the satellite attitude control system with the speed feedback compensation control flywheel has improved performance.     

改进粒子群算法的工业机器人几何参数标定

针对传统粒子群(PSO)算法在解决工业机器人几何误差标定问题中存在的收敛速度慢的缺点,提出了一种基于两段式的动态粒子群算法(LDPSO-BT)。用Denavit-Hartenberg方法建立工业机器人的误差模型,将几何误差标定问题转换成对高维非线性方程的求解;对粒子群数目进行线性递减,同时针对算法求解过程中粒子数目线性递减的特点,在改进粒子群算法迭代后期采用改进的搜索模式,对传统粒子群的速度迭代公式进行改进;仿真实验对比了工业机器人几何误差标定前与标定后两种算法的末端定位精度。实验结果表明:在采用粒子群算法辨识工业机器人实际几何参数的过程中,粒子群数目对算法的迭代时间有重要影响,通过线性递减的方式减少粒子群的粒子数目可以有效地减少工业机器人几何误差标定时间,同时在粒子群算法迭代后期采用改进的速度迭代公式可以确保收敛精度。与传统粒子群算法相比,使用改进后的粒子群算法,不仅可以有效减少工业机器人的定位误差,而且还拥有更高效的迭代效率。     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

过驱动航天器自适应姿态补偿控制及控制分配

针对过驱动航天器存在执行机构安装偏差及外部干扰问题,提出一种自适应姿态补偿控制策略,应用Lyapunov稳定性理论证明了该控制算法能够在有限时间内实现姿态几乎全局渐近跟踪控制．同时考虑执行机构冗余特性及其控制力矩位置和速度约束,设计最优动态控制分配策略保证控制力矩的平稳性和能量最优．最后将设计的控制器与控制分配策略应用于某型航天器姿态跟踪控制,仿真结果表明该方法对不确定惯量特性具有良好的鲁棒性,对执行器安装偏差与干扰具有较好的补偿控制能力,并验证了该控制分配策略具有较好的能量优化控制能力．     

自由漂浮空间机器人力矩最优轨迹规划算法

针对自由漂浮空间机器人的轨迹规划问题,提出一种基于粒子群优化算法的机械臂关节角驱动力矩最优轨迹规划算法.首先通过对自由漂浮空间机器人系统的动力学方程进行分析,给出了以机械臂关节角驱动力矩为目标函数的轨迹最优控制算法,并采用高阶多项式插值方法逼近机械臂关节角轨迹,结合粒子群优化算法对机械臂关节角轨迹进行优化求解.数值仿真表明,规划出的关节角轨迹平滑连续,在完成自由漂浮空间机器人姿态调整任务的同时,机械臂关节角驱动力矩降至最低.     

控制力矩受限的卫星姿态有限时间鲁棒控制算法

为了解决在卫星姿态控制问题中经典滑模控制器所存在的收敛速度慢、指数收敛的缺陷,同时为增强控制器对外部干扰与系统不确定性的鲁棒性,提出了一种对系统模型具有鲁棒性的快速收敛有限时间控制算法.针对传统滑模面角速度下降过快导致的收敛速率慢的缺陷,基于Lyapunov方法设计了一种具有三段式结构的有限时间滑模面,提升收敛速率并保证稳态精度,同时利用欧拉轴的特性消除有限时间控制中的奇异性问题;通过引入符号函数项,解决系统转动惯量的不确定性与外部干扰力矩问题;通过放缩控制律中的比例项解决控制力矩受限的问题;通过Lyapunov函数证明本文提出的控制律的有限时间稳定性,同时给出系统收敛的时间估计.理论分析与仿真结果均表明,提出的控制算法能够在大幅提升收敛速率的同时保证稳态精度.同时也表明了提升系统性态的关键是规划姿态角速度,即通过合理设计滑模面与期望角速度曲线可以实现提升系统收敛速率与鲁棒性的目的.