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偏置动量卫星偏航姿态估计与控制研究 被引量：4
1
作者 王曙光 张伟 《上海航天》 北大核心 2006年第6期18-21,共4页
为改善偏置动量卫星无偏航姿态敏感器时用滚动角间接控制偏航姿态的精度,基于降维观测器设计提出了一种采用偏航角估计值直接控制偏航姿态方法。在分析收敛性的基础上,给出了降维观测器的设计,以及直接控制法的系统模型。理论分析和仿... 为改善偏置动量卫星无偏航姿态敏感器时用滚动角间接控制偏航姿态的精度,基于降维观测器设计提出了一种采用偏航角估计值直接控制偏航姿态方法。在分析收敛性的基础上,给出了降维观测器的设计,以及直接控制法的系统模型。理论分析和仿真结果表明,该法能大幅提高偏置动量卫星的姿态精度,且易于软件实现,不增加系统硬件配置。 展开更多
关键词 偏置动量卫星 偏航姿态 姿态控制 直接控制 状态估计 降维现测器
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航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒滑模控制 被引量：1
2
作者 卢山 夏永江 《上海航天》 2012年第4期14-18,58,共6页
提出了一种在缺少绝对轨道信息时的航天器椭圆轨道自主交会方法。用Lawden方程描述椭圆轨道的两星相对运动关系,将方程中的时变参数单独归类。在时变参数无法获知时,视其为不确定量,构成不确定系统。用不确定系统的鲁棒滑模控制方法设... 提出了一种在缺少绝对轨道信息时的航天器椭圆轨道自主交会方法。用Lawden方程描述椭圆轨道的两星相对运动关系,将方程中的时变参数单独归类。在时变参数无法获知时,视其为不确定量,构成不确定系统。用不确定系统的鲁棒滑模控制方法设计了椭圆轨道自主交会的控制律,并证明了不确定系统为渐进稳定。仿真结果表明:在仅有相对状态信息条件下,设计的控制律能实现椭圆轨道航天器的自主交会。 展开更多
关键词 空间交会 椭圆轨道 不确定系统 滑模控制 鲁棒控制
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准最优控制理论在航天器轨道交会中的应用 被引量：1
3
作者 孙俊 刘胜忠 《上海航天》 北大核心 2007年第5期14-18,共5页
将准最优控制理论用于轨道自主快速交会时线性二次型调节器的设计。根据轨道交会动力学和基于线性二次型最优控制律的轨道交会优化,提出了一种线性二次型准最优控制器的设计,并证明了系统的稳定性。理论分析和仿真结果表明,该控制律的... 将准最优控制理论用于轨道自主快速交会时线性二次型调节器的设计。根据轨道交会动力学和基于线性二次型最优控制律的轨道交会优化,提出了一种线性二次型准最优控制器的设计,并证明了系统的稳定性。理论分析和仿真结果表明,该控制律的交会精度较高、计算量小,可实现轨道交会控制的自主性和快速性。 展开更多
关键词 空间交会 快速性 自主性 准最优 线性二次型调节器 优化
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基于ADRC的挠性多体航天器快速姿态机动研究与应用 被引量：2
4
作者 张树瑜 郭文彦 +2 位作者 耿淼 宋婷 周杰 《上海航天》 2010年第6期20-22,41,共4页
为消除飞轮产生力矩小的缺点,以五棱锥构型控制力矩陀螺群作为执行机构,基于自抗扰控制(AD-RC)理论设计了大型挠性多体航天器的自抗扰控制律,以实现航天器的快速机动和高精度稳定控制。仿真结果表明:与普通玻璃积分微分(PID)控制相比,... 为消除飞轮产生力矩小的缺点,以五棱锥构型控制力矩陀螺群作为执行机构,基于自抗扰控制(AD-RC)理论设计了大型挠性多体航天器的自抗扰控制律,以实现航天器的快速机动和高精度稳定控制。仿真结果表明:与普通玻璃积分微分(PID)控制相比,自抗扰控制器的姿态机动时间短,稳定控制精度高。 展开更多
关键词 挠性航天器 控制力矩陀螺 自抗扰控制 快速姿态机动
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基于Lyapunov直接法的航天器近程导引控制律
5
作者 张小伟 杨文博 +1 位作者 谭天乐 刘艳 《上海航天》 北大核心 2007年第1期23-26,共4页
基于C-W方程的相对动力学模型,用Lyapunov直接法设计了一种运行于近圆轨道航天器的近程导引控制律,给出了控制模型。该控制律简单有效,无需求解系统方程即可分析和判断近程导引的稳定性进而施加控制。仿真结果表明,该法的导引精度可满... 基于C-W方程的相对动力学模型,用Lyapunov直接法设计了一种运行于近圆轨道航天器的近程导引控制律,给出了控制模型。该控制律简单有效,无需求解系统方程即可分析和判断近程导引的稳定性进而施加控制。仿真结果表明,该法的导引精度可满足要求,其收敛时间和燃料消耗也在可接受的范围内。 展开更多
关键词 航天器 近程导引 制导律 LYAPUNOV直接法 相对动力学模型
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多星发射上面级姿态变结构控制方法研究
6
作者 张凤宁 余薛浩 +1 位作者 王鹏 王建清 《上海航天》 2011年第2期38-42,共5页
根据上面级飞行器存在强控制耦合和惯量耦合特性,基于上面级刚体姿态动力学简化模型,由变结构控制理论设计了上面级姿态控制律。采用趋近律减轻变结构控制引起的系统抖振。仿真结果表明:设计的控制律可自动适应强耦合对象特性,具强鲁棒... 根据上面级飞行器存在强控制耦合和惯量耦合特性,基于上面级刚体姿态动力学简化模型,由变结构控制理论设计了上面级姿态控制律。采用趋近律减轻变结构控制引起的系统抖振。仿真结果表明:设计的控制律可自动适应强耦合对象特性,具强鲁棒性,使系统在有限时间收敛、精确跟踪。 展开更多
关键词 多星发射上面级 姿态控制 变结构控制 趋近律
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基于滑模观测器的卫星姿态控制系统滑模容错控制 被引量：14
7
作者 程月华 姜斌 +1 位作者 孙俊 樊雯 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期190-194,201,共6页
针对卫星姿态控制系统执行机构故障,设计了基于滑模观测器的滑模容错控制律.采用迭代学习算法在线调节观测器滑模项切换增益,设计滑模观测器估计卫星姿态和角速度.在此基础上,将执行机构故障作为系统的未知动态,提出一种对卫星姿态控制... 针对卫星姿态控制系统执行机构故障,设计了基于滑模观测器的滑模容错控制律.采用迭代学习算法在线调节观测器滑模项切换增益,设计滑模观测器估计卫星姿态和角速度.在此基础上,将执行机构故障作为系统的未知动态,提出一种对卫星姿态控制系统执行机构故障不敏感的滑模容错控制方法.该方法利用系统输入和状态信息,结合动力学特性实现未知动态估计,以此设计滑模控制律.通过数字仿真验证了该容错控制方法的有效性. 展开更多
关键词 卫星 姿态控制 滑模观测器 滑模控制 容错控制
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航天器有限推力轨道转移的轨迹优化方法 被引量：5
8
作者 王常虹 曲耀斌 +3 位作者 陆智俊 安昊 夏红伟 马广程 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期390-394,共5页
为使小推力发动机航天器在航行中实现轨道快速机动并有效节省燃料,提出了基于拟谱法的航天器轨道转移轨迹优化方法.采用改进的赤道轨道根数,基于高斯动力学方程建立了航天器轨道转移过程的数学模型,克服了经典轨道根数当偏心率为0,或者... 为使小推力发动机航天器在航行中实现轨道快速机动并有效节省燃料,提出了基于拟谱法的航天器轨道转移轨迹优化方法.采用改进的赤道轨道根数,基于高斯动力学方程建立了航天器轨道转移过程的数学模型,克服了经典轨道根数当偏心率为0,或者轨道倾角为0°或90°时的奇异问题,给出了航天器轨道转移燃料最优性能指标函数以及终端约束和路径约束条件;采用拟谱法,将原始的连续最优控制问题转化为非线性规划问题;利用SNOPT(sparse nonlinear optimizer)算法求解最优轨迹,并提出了具体设计步骤和方法.仿真结果表明:与fmincon优化方法相比,发动机最大推力为20 N时,本文的优化方法寻优时间减少61%,节省燃料18%. 展开更多
关键词 轨道转移 拟谱法 轨迹优化 有限推力
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反作用飞轮力矩模式控制系统设计 被引量：26
9
作者 程颢 葛升民 +1 位作者 刘付成 倪祖良 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1248-1253,共6页
反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件,提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型,并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性,在此... 反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件,提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型,并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性,在此基础上进行了反馈补偿控制的设计。理论分析证明,应用反馈补偿控制的飞轮系统能够精确复现力矩输出指令。运行结果表明,在复现力矩输出指令精度方面,应用反馈补偿控制的飞轮系统优于电磁力矩控制的飞轮系统。特别在克服过零力矩干扰上,应用反馈补偿控制的飞轮系统具有较高的性能。 展开更多
关键词 姿态控制 反作用飞轮 补偿控制
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NPF算法在X射线脉冲星导航中的应用研究 被引量：5
10
作者 金晶 王敏 +2 位作者 黄良伟 贺亮 姜宇 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1248-1254,共7页
针对X射线脉冲星导航中航天器模型的强非线性、高阶模型不确定性等问题,提出应用非线性预测滤波(NPF)算法实时估计航天器的轨道信息。首先,建立具有模型不确定性的X射线脉冲星导航定轨指标函数,优化得到满足指标函数最小的系统模型误差... 针对X射线脉冲星导航中航天器模型的强非线性、高阶模型不确定性等问题,提出应用非线性预测滤波(NPF)算法实时估计航天器的轨道信息。首先,建立具有模型不确定性的X射线脉冲星导航定轨指标函数,优化得到满足指标函数最小的系统模型误差值,通过降低模型不确定性的影响来提高航天器自主定轨精度。对STK生成的"火星探路者"和"金星快车"及"北斗一号"三种航天器轨道数据进行分析,仿真结果表明,该算法比EKF算法具有更高的定轨精度,能够满足深空以及近地轨道航天器的自主定轨精度指标要求。 展开更多
关键词 自主定轨 X射线脉冲星 非线性预测滤波
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功能模块故障下的卫星姿态控制系统硬件可重构性 被引量：3
11
作者 祁海铭 程月华 +1 位作者 姜斌 贺亮 《航天控制》 CSCD 北大核心 2014年第4期62-68,共7页
基于深度搜索算法,定义并计算了卫星姿态控制系统的硬件可重构性度量指标。首先,对卫星姿态控制系统的部件组成以及各部件的内部组成进行了介绍,并对可重构性、可重构性判据、可重构度及其计算公式等概念进行了阐述。在概念阐述的基础上... 基于深度搜索算法,定义并计算了卫星姿态控制系统的硬件可重构性度量指标。首先,对卫星姿态控制系统的部件组成以及各部件的内部组成进行了介绍,并对可重构性、可重构性判据、可重构度及其计算公式等概念进行了阐述。在概念阐述的基础上,设计了系统在一重和二重功能模块故障下可重构度的计算方法,并对飞轮和传感器2个分系统的可重构故障数的计算方法进行了设计。最后针对2种冗余配置方案对系统可重构性进行了仿真分析,验证了上述方法的合理性。 展开更多
关键词 卫星姿态控制系统 功能模块故障 可重构度 深度搜索
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星上转动部件对卫星姿态的影响分析及补偿控制 被引量：11
12
作者 刘军 韩潮 张伟 《上海航天》 北大核心 2006年第6期22-26,64,共6页
研究了考虑有效载荷运动部件干扰时三轴稳定卫星的姿态控制。由卫星有效载荷转动部件运动规律建立了转动部件和挠性太阳帆板的动力学模型,根据干扰力矩的特点,提出了一种通过设定角动量交换系统标称值条件对卫星进行控制,以及抑制变速... 研究了考虑有效载荷运动部件干扰时三轴稳定卫星的姿态控制。由卫星有效载荷转动部件运动规律建立了转动部件和挠性太阳帆板的动力学模型,根据干扰力矩的特点,提出了一种通过设定角动量交换系统标称值条件对卫星进行控制,以及抑制变速转动部件引起卫星本体姿态扰动的前馈控制的方案。仿真结果表明,该控制方案可有效消除星内外干扰力矩对姿态控制精度的影响,卫星的指向精度优于0.2°。 展开更多
关键词 三轴稳定卫星 有效载荷 转动部件 姿态控制 标称值 前馈控制 控制精度
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基于前馈补偿的高精度卫星姿态控制 被引量：3
13
作者 万九卿 于劲松 张伟 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1393-1396,共4页
研究带有大型单翼太阳帆板的三轴稳定卫星在稳态运行期间姿态精确定向问题。计算了卫星运行空间的环境干扰力矩,分析了传统控制方法的局限性,并给出一种新的卫星姿态高精度动态补偿控制算法。推导了卫星的挠性动力学模型,在此基础上通... 研究带有大型单翼太阳帆板的三轴稳定卫星在稳态运行期间姿态精确定向问题。计算了卫星运行空间的环境干扰力矩,分析了传统控制方法的局限性,并给出一种新的卫星姿态高精度动态补偿控制算法。推导了卫星的挠性动力学模型,在此基础上通过仿真比较了此方法和传统方法的实际效果。结果表明,该方法可以显著提高姿态控制的响应速度和精度。 展开更多
关键词 姿态控制 环境干扰力矩 挠性振动
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光退色在光纤陀螺抗辐加固中的应用研究 被引量：2
14
作者 刘德文 肖文 梁珣 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期609-612,共4页
光纤陀螺中保偏光纤环因受辐射影响使其损耗增加,从而影响到光纤陀螺的精度,限制光纤陀螺在空间应用。对光退色现象从理论和实验进行深入的分析,得出光退色能够大幅度地降低保偏光纤的辐射损耗,增强保偏光纤的抗辐射性能,从而提高光纤... 光纤陀螺中保偏光纤环因受辐射影响使其损耗增加,从而影响到光纤陀螺的精度,限制光纤陀螺在空间应用。对光退色现象从理论和实验进行深入的分析,得出光退色能够大幅度地降低保偏光纤的辐射损耗,增强保偏光纤的抗辐射性能,从而提高光纤陀螺的抗辐射性能。最后提出了利用光退色来提高光纤陀螺主动抗辐射的方案,采用该方案光纤陀螺光学系统的损耗降低了2.24dB,验证了该方案的可行性。 展开更多
关键词 光退色 保偏光纤 光纤陀螺 辐射加固
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反作用飞轮速率模式控制系统设计 被引量：1
15
作者 程颢 葛升民 +1 位作者 刘付成 倪祖良 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第B12期1-5,共5页
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... 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。 展开更多
关键词 姿态控制 反作用飞轮 速率模式
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一个用于载荷地面测试的航天器仿真模型
16
作者 李华 岳晓奎 贺亮 《电子设计工程》 2013年第13期168-172,共5页
针对特定的载荷物理样机地面测试验证及任务全过程演示的硬件在回路仿真背景,基于RT-LAB仿真平台,搭建了半实物仿真测试系统,其中航天器平台的仿真模型使用Simulink/Stateflow搭建,采用层次化、模块化设计,包含自主运行管理、GNC、电源... 针对特定的载荷物理样机地面测试验证及任务全过程演示的硬件在回路仿真背景,基于RT-LAB仿真平台,搭建了半实物仿真测试系统,其中航天器平台的仿真模型使用Simulink/Stateflow搭建,采用层次化、模块化设计,包含自主运行管理、GNC、电源、热控、推进、地面站等分系统,使用Stateflow实现载荷工作的流程控制,本文详细描述了各分系统的功能、实现,对关键分系统的功能做了验证。表明RT-LAB与Simulink/Stateflow结合可方便快捷地构建各种仿真环境,满足任务要求,而其模块化的特点使模型便于后续的维护、重用与扩展。 展开更多
关键词 航天器 半实物仿真 RT-LAB SIMULINK STATEFLOW
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基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计 被引量：1
17
作者 何嘉亮 秦世引 +1 位作者 万九卿 张伟 《航天控制》 CSCD 北大核心 2005年第3期30-34,50,共6页
针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制... 针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。 展开更多
关键词 单翼太阳帆板 干扰力矩 标称值 解耦 补偿控制 挠性模态
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基于转换模块的空间即插即用综合电子系统研究 被引量：2
18
作者 汪明晓 岳晓奎 +1 位作者 马卫华 贺亮 《电子设计工程》 2013年第11期118-123,共6页
针对空间即插即用技术特点,本文研究了一种转换模块,实现了将传统航天器单机向具有标准即插即用接口与驱动的标准单机的转换。文中给出了转换模块的主要功能、信息交互流程、基本组成和工作流程,在以上基础上,给出了转换模块的研制方案... 针对空间即插即用技术特点,本文研究了一种转换模块,实现了将传统航天器单机向具有标准即插即用接口与驱动的标准单机的转换。文中给出了转换模块的主要功能、信息交互流程、基本组成和工作流程,在以上基础上,给出了转换模块的研制方案,包括功能组成、各部分之间的功能与关系与基本协议组成等。最后介绍了基于转换模块的空间即插即用验证系统的开发与测试,详细介绍了验证系统的组成、功能、特点,给出了利用FPGA与ARM开发的转换模块,给出了详细的测试内容,验证了基于转换模块的空间即插即用技术的可行性与技术特点。 展开更多
关键词 空间即插即用 转换模块 协议 综合电子系统 验证系统
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卫星姿态控制系统的模糊控制和容错控制分配 被引量：1
19
作者 陈轩 程月华 +1 位作者 姜斌 贺亮 《电子设计工程》 2014年第9期62-64,68,共4页
针对执行机构冗余配置的卫星姿态控制系统执行机构故障情况下的姿态镇定问题,研究了具有极点约束的模糊控制和容错控制分配方法。首先,建立卫星姿态控制系统的T-S模糊模型,设计了具有极点约束的模糊控制器;其次,在控制力矩到冗余配置执... 针对执行机构冗余配置的卫星姿态控制系统执行机构故障情况下的姿态镇定问题,研究了具有极点约束的模糊控制和容错控制分配方法。首先,建立卫星姿态控制系统的T-S模糊模型,设计了具有极点约束的模糊控制器;其次,在控制力矩到冗余配置执行机构的输出力矩的控制分配问题,研究了一种基于鲁棒最小二乘方法的容错控制分配方法。仿真结果验证了本文研究的模糊控制和容错控制分配方法的有效性。 展开更多
关键词 卫星 姿态控制 T-S模糊模型 极点约束 控制分配 容错控制
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空间站伴随卫星的相对运动控制 被引量：2
20
作者 张小伟 李英波 +1 位作者 朱庆华 陈统 《上海航天》 北大核心 2007年第6期14-19,共6页
研究了空间站伴随卫星在绕飞和回收阶段的相对位置与速度控制。基于C-W方程提出了伴随卫星的脉冲控制和滑模-开关控制两种绕飞控制方法,给出了控制模型并进行了比较。另设计了用于伴随卫星回收控制的模糊控制器,给出了模糊控制规则。仿... 研究了空间站伴随卫星在绕飞和回收阶段的相对位置与速度控制。基于C-W方程提出了伴随卫星的脉冲控制和滑模-开关控制两种绕飞控制方法,给出了控制模型并进行了比较。另设计了用于伴随卫星回收控制的模糊控制器,给出了模糊控制规则。仿真结果表明:两种绕飞控制法简便易行,适于工程应用。与一般模糊控制方法相比,此控制器利用了航天器自身的动力学特性,可使燃料更省。 展开更多
关键词 伴随卫星 空间站 相对运动 脉冲控制 滑模-开关控制 模糊控制器
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