姿态机动

摘要： 针对三轴稳定充液航天器控制系统中同时存在外部未知干扰,参数不确定,测量不确定和执行器部分失效故障的鲁棒容错姿态机动控制问题进行研究。首先将部分充液贮箱内的晃动液体燃料等效为粘性球摆模型,采用动量矩守恒定律推导出航天器的刚-液耦合动力学方程。然后将变结构控制策略结合范数自适应估计算法设计了自适应鲁棒容错控制器,其中设计的范数自适应控制算法用于有效估计由测量不确定产生的集总扰动的未知上界;自适应估计算法则用于有效估计贮箱内的液体晃动位移变量。提出的控制策略不依赖精确的故障信息,并且在故障信息值不确定的情况下可以实现期望的姿态机动任务。基于Lyapunov稳定性分析方法证明了容错闭环系统状态变量的一致最终有界性。采用数值方法验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。

摘要： 研究柔性结构振动与航天器姿态运动的刚柔耦合的控制问题,采用非约束模态法对柔性航天器构建适合控制器设计的状态空间模型。针对柔性航天器姿态机动控制问题,根据期望姿态角度与实际姿态角度给出的姿态信息得出姿态误差信号,以此信号设计了一种PD控制律。考虑到柔性航天器初始阶段姿态角速度过大的情况,在原有的PD控制基础上,加入了模糊控制,不仅减小了控制力矩输出,而且满足柔性航天器姿态机动要求的同时能有效抑制振动。数值仿真结果表明,所设计的模糊PD控制律是有效可行的,且有良好的控制性能。

摘要： 针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证。针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作为执行机构,构建了5种超大型航天器姿态机动控制方案,即:姿态跟踪控制+Bang-Bang轨迹规划+喷气发动机,姿态跟踪控制+滤波轨迹规划+喷气发动机,姿态跟踪控制+Bang-Bang轨迹规划+控制力矩陀螺,姿态跟踪控制+滤波轨迹规划+控制力矩陀螺,相平面控制+角速度偏置规划+喷气发动机。利用构建的超大型物理试验系统对上述5种方案进行了试验比较,试验结果表明:机动轨迹对挠性变形的影响超过执行机构的影响,姿态跟踪控制+滤波轨迹规划+控制力矩陀螺方案最优,其变形量相对相平面控制方案能减少约81.8%。

摘要： 针对变参数挠性航天器的姿态机动问题,在变幅值零振动成形器的基础上,提出了鲁棒性较强的变幅值零振动和零微分成形器设计方法,设计了鲁棒姿态机动策略。该机动策略的控制目标是,将航天器机动到期望状态的同时,消除挠性结构的残余振动。以含转动挠性太阳翼的航天器进行三轴姿态机动为例,进行数值仿真。仿真结果表明,该机动策略对挠性结构频率变化以及阻尼系数不确定性具有较强的鲁棒性。

摘要： 针对环境减灾二号A/B卫星的双轴机动及对日对月惯性目标定向需求,开展了基于四元数的双轴机动和对惯性目标定向控制研究。根据建立的挠性卫星姿态跟踪控制误差方程,给出比例、积分、微分(PID)控制律,双轴机动仍采用欧拉角形式进行控制,同时考虑多轴机动过程中偏流角的补偿算法;惯性目标定向采用四元数控制方式,可以实现对惯性目标定向,同时也可以实现绕某轴匀速扫过惯性目标。文章给出了几种姿态机动的仿真算例及在轨实现数据,结果表明:机动时间和姿态稳定度均满足卫星的多轴机动和对日对月定标要求。

摘要： 本文以三轴稳定充液航天器为研究背景,在其进行姿态机动控制过程中充分考虑了外部未知干扰、参数不确定、执行器故障和控制输入饱和等因素的影响,提出了一种固定时间终端滑模控制策略.动力学建模过程中,利用粘性球摆等效力学模型模拟液体燃料小幅晃动,通过拉格朗日方程推导出航天器的耦合动力学模型.姿态控制器设计过程中,首先构造固定时间滑模面,使其稳定到平衡位置的时间与系统初始状态无关.然后采用固定时间控制理论结合自适应估计算法提出了自适应固定时间容错控制律,其中自适应算法用于估计系统集总扰动的未知上界.所提出的控制策略采用饱和函数克服终端滑模控制方案中存在的奇异性问题,同时保证系统状态快速收敛到固定时间滑模面.根据Lyapunov稳定性理论证明了系统状态能够在固定时间内收敛到原点的较小邻域内.对比的数值仿真方法验证了本文提出控制方法的有效性和鲁棒性.

摘要： 针对挠性航天器大角度姿态机动问题,采用动态滑模控制的方法设计了姿态机动控制律.首先,用挠性航天器三轴姿态角描述其姿态运动学方程,得到挠性航天器的系统模型;然后,通过对传统滑模控制中的切换函数进行微分得到新的切换函数,设计出挠性航天器的动态滑模控制律,并证明了其稳定性.最后的仿真结果表明,与传统滑模控制器相比,动态滑模不仅具有鲁棒性强、参数变化不敏感等优点,而且能有效地削弱抖振,抑制挠性附件振动,从而使挠性航天器的跟踪误差快速收敛到零,具有较好的控制性能.

摘要： 针对挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的路径优化问题,研究了一种基于云多目标粒子群算法(CMOPSO)的姿态机动路径优化方法.为了解决云多目标粒子群算法寻优初期可能出现粒子陷入局部最优的问题,提出了一种随迭代次数呈反正切函数变化调整惯性权重的改进云多目标粒子群算法.针对挠性卫星大角度姿态机动问题,考虑挠性卫星姿态机动过程中角加速度和角速度的限制,建立了姿态机动路径参数的多目标优化模型,并采用改进的CMOPSO进行优化.仿真结果验证了所提改进的云多目标粒子群算法在挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的有效性.

摘要： 针对刚体小卫星姿态机动控制问题，提出一种全局快速终端滑模控制律，籍此提高姿态控制系统的鲁棒性。此控制律采用连续型控制量，避免了切换控制造成的抖振现象。通过设计终端滑模面，使系统的任意初始状态位于滑模面内，消除了滑模的到达阶段，同时使姿态误差在有限时间内收敛到平衡点。通过选取合适的控制器参数，可以保证该控制律的非奇异性。仿真分析显示该控制律能够实现刚体小卫星的快速姿态机动，并令姿态误差在有限时间内收敛为零。

摘要： 本文研究了带液体晃动和柔性附件的耦合航天器系统在液体燃料的耗散和柔性附件扭转振动的作用下，经历从最小惯量轴到最大惯量轴姿态转换机动中的混沌动力学行为。将液体晃动等效为球摆模型并由此建立了带柔性附件充液航天器多体耦合系统动力学模型.首先推导出运动方程并采用Melnikov积分预测受扰系统稳定与不稳定流形是否横截相交，得到了参数形式表达的混沌运动解析判据，这对航天嚣的设计有重要的指导意义。研究发现，混沌的发生依赖于刚体形状，阻尼值，充液比和扭转振动频率.此外，在经过被动再定向姿态机动后，由于液体晃动的本质非线性特性，充液航天器最终将进行大章动角的周期极限环运动而非绕着最大惯量轴自旋.

摘要： 用于柔性航天器姿态机动的输入成型技术对于模型误差和不确定性较为敏感，无法直接应用于柔性空间结构的姿态机动任务中。本文提出了一种基于高斯小波函数的鲁棒力矩参考输入指令，可以同时满足姿态机动和振动抑制的要求。该力矩指令在频域具有低通滤波器特性，可以抑制所有柔性振动模态，并对模态参数的不确定性具有鲁棒性；而在时域的光滑bang-bang力矩波形使其非常适合CMG一类的线性连续执行机构进行操纵。采用平行双CMG的柔性航天器单轴姿态机动仿真结果表明：该力矩指令不但可以满足角度机动精度的要求，还能有效地抑制柔性振动，非常适合具有连续频繁再定向观测任务的柔性航天器使用。

摘要： 地球同步轨道SAR卫星(Geo-SAR)是一种具有快重访、高机动、大幅宽特点的新体制微波遥感系统.Geo-SAR卫星的高机动性主要通过卫星的快速姿态机动或者具备电扫能力天线的二维波束指向控制来实施,任务实施之前需考虑SAR载荷的成像条件、卫星的轨道、地面多目标的广域分布以及成像时机要求等要素.本文综合考虑了Geo-SAR卫星在轨实际情况,首先对影响Geo-SAR成像与任务调度的技术因素进行阐述,并抽象为数学要素,进一步分析诸要素间耦合关系,并完成数学建模;进一步提出了一种应急情况下广域多任务随机轨位成像调度算法,使得卫星机动能力和SAR载荷成像约束边界匹配冗余度最小,最优化卫星成像效能;最后以中国典型城市和地区为例,对卫星全轨成像能力进行分析,验证本文提出的方法.

摘要： 研究了视频小卫星对地凝视成像过程中的姿态机动与跟踪控制问题.建立了卫星姿态跟踪的动力学和运动学模型;推导了卫星对地凝视时保证零偏航角的星体相对于惯性系的期望四元数和期望角速度变化规律.在有限控制力矩情况下,针对卫星在对不同地面目标点凝视的姿态机动过程中,线性PD控制器易发生超调、不能实现快速机动的问题,参考递阶饱和控制原理,设计了一种无超调量的快速凝视姿态跟踪控制算法,并提出了控制参数的选用方法.仿真结果表明,该方法简单有效,能够满足凝视成像的姿态角和角速度控制精度,实现卫星对不同目标点凝视切换时的快速姿态机动与稳定凝视跟踪.

摘要： 目前国际主流的商业遥感卫星大部分具有敏捷成像能力,给遥感成像带来了很大的灵活性,使得卫星的应用效能得到了极大的提升.然而敏捷带来的技术进步不限于此,还出现了利用敏捷能力的新型辐射和几何定标方法.本文主要讨论敏捷遥感卫星的新型几何定标方法.敏捷卫星,如Pleiades,利用其灵活的姿态机动能力,于在轨测试阶段进行了一系列新型的几何定标工作,并取得了很好的标定效果.对这些新型定标方法的研究对中国敏捷卫星的在轨定标具有重要指导意义.

摘要： 针对控制力矩饱和的卫星大角度姿态机动控制问题,设计一种基于特征模型的低增益反馈控制器.根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,计算特征模型的参数范围.介绍低增益饱和控制设计方法,以特征模型为控制对象模型设计低增益饱和控制器,解决控制输入饱和所带来的性能下降甚至不稳定的问题.特征模型有效解决低增益控制器设计方法难以应用于一些复杂对象控制的问题.输入饱和的卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法有效性.

摘要： 根据面向对象思想，对卫星仿真系统进行功能模块划分；基于仿真运行支撑软件RTI，设计并实现了开放性，可扩展性，交互性，可视化的卫星分布仿真系统。该系统完成了卫星轨道和姿态机动仿真，ATP(Acquisition,Tracking,Pointing)高精度指向仿真以及相应的视景仿真。通过RTI提供的底层通信传输服务，将上层应用与底层支撑环境分离，保证了应用开发的独立性。

摘要： 本文从敏捷成像模式对平台的技术指标需求入手，在平台总体方案优选的基础上，针对支撑敏捷成像任务需求的平台动力学，姿态控制分系统和姿态执行机构，以及受到大角度姿态机动彰响的总体结构布局、电源、数据传输等多个系统的关键参数进行丁优化设计和仿真研究，在优化过程中选择关键优化参数结合敏捷成像任务仿真系统针对平台的效能进行了仿真分析，得出仿真结论，根据仿真结论可以更好的指导平台的参数设计。

摘要： 本发明公开了一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法，针对飞机做全姿态角运动时不同角度区间分别采用坐标变换矩阵解算姿态角、克雷洛夫角速率积分求解姿态角等，求解出描述机体相对导航系的3个姿态角。本发明给出的3个姿态角不受象限限制，可实现全姿态描述，首次实现了捷联式惯性系统全姿态的真实描述，且算法简单、工程实现方便。

摘要： 本发明涉及一种用于机动车的通风和加热模块（10）的空气排出器（1），所述空气排出器具有至少水平延伸的空气引导翅片（2，2a，2b），所述空气引导翅片可绕与车辆固定的轴（3）摆动并且分别与耦合元件（4）耦合，其中，至少一个空气引导翅片（2a，2b）通过耦合杆与所述耦合元件（4）耦合，所述耦合元件（4）可相对于所述与车辆固定的轴（3）在至少一个引起所述空气引导翅片（2，2a，2b）的中立姿态和扩散姿态的位置之间在移动方向（R）上移动，根据本发明提出，对于每个空气引导翅片（2，2a，2b），所述耦合杆构造成摇臂（5，5a，5b），所述摇臂在一端与空气引导翅片（2，2a，2b）并且在另一端可摆动地与所述通风和加热模块（10）耦合，每个摇臂（5，5a，5b）通过滑槽引导装置（6，6a，6b）与所述耦合元件（4）耦合。

摘要： 用于确定增强现实眼镜的姿态的系统和方法，用于校准增强现实眼镜的姿态的系统和方法，用于支持增强现实眼镜的姿态确定的方法以及适用于该方法的机动车。为了支持姿态确定，由光源产生对于人类不可察觉的波长的光(10)。以这样产生的光照明机动车的至少一个挡风玻璃(11)。由挡风玻璃反射的光由光学获取装置获取(12)。借助于由光学获取装置所获取的信息可以确定增强现实眼镜的姿态(13)。同样可借助于所获取的信息来确定用于增强现实眼镜的转换规则(14)。

摘要： 本发明公开了一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法，针对飞机做全姿态角运动时不同角度区间分别采用坐标变换矩阵解算姿态角、克雷洛夫角速率积分求解姿态角等，求解出描述机体相对导航系的3个姿态角。本发明给出的3个姿态角不受象限限制，可实现全姿态描述，首次实现了捷联式惯性系统全姿态的真实描述，且算法简单、工程实现方便。

摘要： 本发明涉及一种用于机动车的通风和加热模块（10）的空气排出器（1），所述空气排出器具有至少水平延伸的空气引导翅片（2，2a，2b），所述空气引导翅片可绕与车辆固定的轴（3）摆动并且分别与耦合元件（4）耦合，其中，至少一个空气引导翅片（2a，2b）通过耦合杆与所述耦合元件（4）耦合，所述耦合元件（4）可相对于所述与车辆固定的轴（3）在至少一个引起所述空气引导翅片（2，2a，2b）的中立姿态和扩散姿态的位置之间在移动方向（R）上移动，根据本发明提出，对于每个空气引导翅片（2，2a，2b），所述耦合杆构造成摇臂（5，5a，5b），所述摇臂在一端与空气引导翅片（2，2a，2b）并且在另一端可摆动地与所述通风和加热模块（10）耦合，每个摇臂（5，5a，5b）通过滑槽引导装置（6，6a，6b）与所述耦合元件（4）耦合。

摘要： 本发明一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法，包括如下步骤：(1)使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估；(2)进行卫星是否机动到位判断；(3)若步骤(2)中判断卫星未机动到位，则转入步骤(6)；否则判断是否已进行星敏姿态重置，若是转入步骤(4)，若否转入步骤(5)；(4)进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数，转入步骤(6)；(5)进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数，转入步骤(6)；(6)根据预定的目标姿态和目标角速度，使用当前的角速度估计值和姿态估计值进行控制计算，得到控制力矩，并施加于星体上进行稳定控制。

摘要： 本发明涉及一种考虑姿态约束与抗退绕的航天器姿态机动控制方法，针对航天器在姿态机动过程中存在的姿态约束以及存在的退绕问题，提出一种基于抗退绕规避势函数的姿态机动方法；本发明包括以下步骤：首先，建立航天器姿态机动控制系统模型；然后，根据姿态禁止区设计抗退绕规避势函数；最后，基于设计的势函数设计系统控制律；该方法保证了航天器在进行机动任务中存在抗退绕问题时控制系统的稳定性，使航天器绕过禁止姿态并以最短路程到达目标姿态，以实现优化的快速机动。

摘要： 一种基于机动能力辨识的抗干扰四元数姿态机动路径规划方法，动态调整机动开始时刻，消除干扰；对机动能力进行在线辨识，根据限制条件自主进行最优机动路径规划。可适用于飞行器空间任意角度的姿态调姿轨迹在线规划需求，具有一定的普适性。本发明可有效抑制干扰影响；根据飞行器实际动力学特性在线规划，充分利用机动能力，实现快速大角度机动；规划的姿态机动路径平滑，目标计算精确，稳定性好。且本发明解决干扰造成的偏差过大、超调过大问题；通过评估飞行器的机动能力，使得在不同的飞行时段、故障状态下能够高效率的进行姿态机动；保证大角度机动过程的轨迹平滑。

摘要： 本发明一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法，包括如下步骤：(1)使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估；(2)进行卫星是否机动到位判断；(3)若步骤(2)中判断卫星未机动到位，则转入步骤(6)；否则判断是否已进行星敏姿态重置，若是转入步骤(4)，若否转入步骤(5)；(4)进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数，转入步骤(6)；(5)进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数，转入步骤(6)；(6)根据预定的目标姿态和目标角速度，使用当前的角速度估计值和姿态估计值进行控制计算，得到控制力矩，并施加于星体上进行稳定控制。

摘要： 本发明涉及一种考虑姿态约束与抗退绕的航天器姿态机动控制方法，针对航天器在姿态机动过程中存在的姿态约束以及存在的退绕问题，提出一种基于抗退绕规避势函数的姿态机动方法；本发明包括以下步骤：首先，建立航天器姿态机动控制系统模型；然后，根据姿态禁止区设计抗退绕规避势函数；最后，基于设计的势函数设计系统控制律；该方法保证了航天器在进行机动任务中存在抗退绕问题时控制系统的稳定性，使航天器绕过禁止姿态并以最短路程到达目标姿态，以实现优化的快速机动。