挠性航天器

摘要： 针对中心刚体-单翼大挠性结构的航天器,建立了一种非约束模态展开的动力学模型。探讨挠性航天器非约束模态动力学建模及动态特性,首先利用哈密顿原理建立了挠性航天器动力学方程,然后进行了模态离散化,分别在约束模态和非约束模态下讨论相关的特征值问题,非约束模态采用瑞利里兹法,求解了单翼挠性航天器的特征值问题,最后进行了数值仿真,比较约束模态与非约束模态之间的差异,并用有限元软件进行对比验证,得到了随着太阳能帆板长度的增加,即刚柔惯量比的减小,非约束模态比约束模态更加贴近实际情况的结论。

摘要： 针对大角度姿态机动的挠性航天器,将基于“管道”(Tube)的模型预测控制(Tube-based model predictive control,Tube-MPC)应用于挠性航天器的姿态控制中。首先,对不考虑扰动的挠性航天器的标称系统设计模型预测控制律,求解模型预测控制问题以确定飞行姿态角的标称轨迹。然后,针对带有扰动的挠性航天器的实际系统,将挠性附件振动和外部扰动作为复合扰动,设计辅助控制器使实际系统状态处于以标称轨迹为中心的Tube不变集内,驱使实际系统状态到达标称轨迹上,并沿着标称轨迹最终收敛于原点。基于Tube的模型预测姿态控制器在满足控制输入约束条件下能有效处理扰动,从而实现对姿态角指令的有效跟踪。同时,针对姿态机动过程引起的挠性附件振动,采用压电智能材料,设计了全阶滑模主动振动控制器。全阶滑模控制器可有效减少抖振,从而使挠性振动模态能够在有限时间内快速衰减。仿真结果表明,所设计的基于Tube的模型预测姿态控制器与全阶滑模主动振动控制器能有效地抑制挠性附件的振动和外界扰动,对姿态角指令有较好的跟踪性能。

摘要： 在微波遥感卫星上应用长基线的雷达干涉仪需要对大型挠性天线进行快速的主动振动抑制与高精度相对位置控制,传统的星体姿态控制和阻尼机构已无法满足任务的快速性和高精度要求.提出一种以高精度相对位姿测量相机为传感器、以高带宽执行的主动指向超静平台为执行机构的主动振动抑制与相对位置控制系统,开展了动力学建模、控制器设计和数学、物理仿真试验研究.该系统中相机测量天线末端的位移,而主动指向超静平台在天线的根部施加控制作用,因此控制回路具有异位控制的特点.为此,提出了一种能够实现天线载荷主动振动抑制和位置控制的控制器,其能够为天线的一阶挠性模态提供阻尼作用,同时保持高阶模态的稳定.控制器具有积分控制+结构滤波器的形式,也可被解释比例-积分-微分控制器+低通滤波器.在该控制器的基础上,进一步设计了星体-载荷两级控制回路.通过数学仿真和全物理仿真试验对设计的控制系统在主动振动抑制和位置控制任务中的有效性进行了考核,仿真和试验结果表明,提出的控制方案和控制器能够将大型挠性天线的振动衰减时间缩短1~2个数量级,并为天线载荷提供快速、精确的位置调节能力.

摘要： 复杂航天器高性能姿态控制是完成现代新型空间任务的基础,需兼顾鲁棒性、快速性、精度和控制能量等多目标要求,但目前大多数控制系统只针对某单一目标设计.针对大型挠性航天器多目标姿态控制问题,提出一种基于差分粒子群优化算法和输出反馈的鲁棒控制方法.首先,推导了含参数不确定性的系统动力学模型;然后,给出了差分粒子群优化算法的定义和鲁棒D-稳定的线性矩阵不等式(LMI)表达;最后,在区域极点约束和Pareto最优原则下,利用所提算法对干扰抑制和控制能量指标进行了优化,得到反馈增益矩阵.该方法满足了系统多目标约束要求,且具有一定的振动抑制作用;可避免传统带极点配置的LMI方法在解决多目标问题时的保守性,也解决了将多目标转化为一个指标函数时加权系数的选择困难.数学仿真验证了该方法的有效性,相比于传统PID控制,干扰下姿态稳态误差可减小约54％.

摘要： 针对挠性航天器系统中同时存在单框架控制力矩陀螺群(Single gimbaled control moment gyroscopes,SGCMGs)摩擦非线性、电磁干扰力矩、惯量摄动以及外部干扰等问题,提出了一种有限时间自适应鲁棒控制(Finite-time adaptive robust control,FTARC)方法.针对系统中存在未知参数的情况,分别设计自适应更新律,使得控制器的设计不依赖参数信息,同时减小外部干扰对系统的不利影响.应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统姿态角误差和姿态角速度误差可在有限时间内收敛到原点附近的邻域内.仿真结果表明,所提控制律可实现挠性航天器姿态快速机动,并获得甚高指向精度.

摘要： 针对大角度姿态机动的挠性航天器,将二阶滑模控制应用于挠性航天器的姿态控制中.采用修正型罗德里格参数描述挠性航天器的运动学方程,设计了二阶滑模姿态机动控制器,并基于李雅普诺夫稳定性理论证明了整个控制系统的稳定性.利用姿态角误差和角速度误差构造滑模面,选取二阶滑模趋近律,得到二阶滑模控制律,提高了滑模变量的相对阶数.对所提出的挠性航天器的二阶滑模姿态机动控制系统进行了仿真研究.仿真结果表明,系统可有效抑制挠性附件的振动,对外界扰动和转动惯量不确定性具有较强的鲁棒性,并对姿态角指令有较好的跟踪性能.

摘要： 本文针对挠性航天器执行器故障问题,提出了一种基于最小特征值的自适应故障补偿方法.首先,针对由故障和挠性模态引起的系统不确定性进行参数化;其次,为了解决由故障引起的控制增益矩阵的不确定性,构造了新的控制增益矩阵,并利用该矩阵的最小特征值设计标称控制信号;而后,设计自适应律对标称控制信号中的不确定参数进行估计,构成自适应控制信号,保证了系统稳定性和渐近跟踪性能;最后,仿真结果验证了本文提出的自适应控制方法的有效性.

摘要： 针对刚性体和柔性体组成的挠性航天器进行动力学建模研究.首先,建立中心刚体和挠性梁2个子系统;然后建立基于正交理论的离散动力学模型,设计有限空间动力学模型控制方案;最后通过仿真计算对本文提出的模型进行验证,仿真结果证明,建立的模型阐明了动力学刚化现象产生的原因和对航天器产生干扰的干扰源,能够精确全面地显示挠性航天器刚性-耦合系统的动力学现象.同时设计的一阶动力学模型能够很好地对动力学刚化产生的干扰进行抑制.

摘要： 为了更准确地反映航天器挠性附件振动模态,采用非约束模态研究方法,对挠性航天器系统进行分析.先应用拉格朗日法建立挠性航天器系统动力学方程,通过动力学方程求解系统固有频率,再结合有限元软件进行比较验证,结果表明了该方法的可行性.在此基础上,研究分析了中心刚体和挠性帆板惯量对航天器系统频率特性的影响.

摘要： 利用反步法研究了一类挠性航天器的姿态机动问题,提出了一种基于干扰观测器的反步控制设计方案.首先,构造干扰观测器对挠性模态、挠性模态变化率以及外界扰动所构成的等效扰动进行观测;其次,利用反步法设计了一种非线性控制器使得角速度能够跟踪虚拟角速度,从而实现姿态机动的目标.仿真结果表明,所提方法可以快速实现挠性航天器的姿态机动,同时所设计的干扰观测器能够有效地抑制挠性附件的抖动.

摘要： 针对在轨挠性航天器姿态机动控制问题,提出了一种基于路径规划、线性二次型最优控制(LQR)和扩张状态观测器(ESO)新的姿态控制方法.在建立单轴挠性航天器姿态动力学系统状态方程的基础上,针对姿态机动易造成挠性附件大幅振动的问题,提出了一种余弦型角速度曲线的姿态机动路径规划方法,可应用于初速非零的情况.针对姿态角速度和挠性模态的变化率不易测得以及系统中受到持续时变干扰的问题,构建ESO对系统状态量和干扰进行估计,并与LQR控制相结合,设计了具有自抗扰能力的姿态控制器.仿真结果验证了所提控制方法的有效性.

摘要： 挠性航天器的执行机构在飞轮转速过零时低速摩擦效应会引起输出力矩的突变,从而影响挠性航天器的姿态稳定.为解决过零产生的干扰,设计了不依赖于精确模型,且对内外干扰具有动态补偿作用的自抗扰控制器(ADRC),并在此基础上提出了一种模糊自适应的参数整定方法.该方法通过误差及误差微分实时的修正控制增益参数,使得航天器既能达到0.0001deg的精度和0.01deg/s的稳定度,又减少了飞轮过零次数.最后仿真验证了模糊自适应自抗扰控制(FADRC)对此类干扰抑制的有效性.

摘要： 针对挠性航天器在姿态机动时存在着模型参数不能精确测知和会受到各种干扰力矩等问题,在混合坐标系下建立了以飞轮为执行机构带有太阳帆板的航天器的姿态动力学方程,并设计了一种模糊控制器.分别对系统惯量减少50%和干扰力矩增加10倍的系统进行仿真,结果表明:在初始大角度偏差下,该控制器能使系统稳定在平衡状态,而且响应快,稳态精度高,对模型不确定性有较强的鲁棒性,对干扰有较强的抑制能力.

摘要： 主要研究对挠性航天器颤振抑制控制的问题.引起颤振的主要因素是在日月交替时,太阳光压的骤然改变引起温度剧烈变化对太阳帆板的影响.首先利用拉格朗日方程建立系统的动力学及运动学方程,给出了在两种载荷作用下系统的动力学响应曲线,随后提出一种利用自适应滑膜控制及智能压电材料正位置反馈控制的混合控制方法,来达到抑制挠性航天器颤振的目的.

摘要： 本文以文献6为背景,文献中分析了分别带有两种可伸展附件航天器在热应力作用下,航天器姿态响应.以其中第一种挠性附件为基础,系统动力学模型为将航天器本体视为刚体,挠性附件看作欧拉-伯努力梁并末端带有质量块;对热颤振引起挠性航天器的微小振动进行动力学分析,得到航天器姿态角度、帆板振动位移随时间变化情况.

摘要： 本文针对挠性航天器姿态跟踪问题,提出了一种基于特征模型的控制方法.首先把挠性动力学压缩到特征参数中建立系统的特征模型,然后基于得到的特征模型设计自适应控制器,最终实现了挠性航天器实时的姿态跟踪控制.仿真结果表明,在存在未知动力学和干扰的情况下,本文的方法能够完成快速的姿态跟踪,并能有效地抑制挠性振动.

摘要： 针对挠性航天器姿态机动过程中的振动抑制问题,提出了一种新的姿态控制方法.通过对闭环系统的柔性模态设计输入成形器,抑制挠性附件的振动;在此基础上,设计一种包含机动时间、稳定时间及模态振动能量的优化性能指标,选取闭环系统的刚体模态阻尼比,并优化反馈控制参数,保证刚体运动的平稳性.仿真结果表明所提方法可提高挠性航天器姿态机动的性能.

摘要： 本文研究的是挠性航天器干扰观测器与H∞控制相结合的复合控制方法,将挠性附件振动引起的干扰看成有模型干扰,对其构造干扰观测器进行估计并且前馈补偿,而对于有界干扰,设计H∞控制器对其进行抑制.仿真结果表明,当高阶模态较小时,本文提出的方法可以准确地将挠性附件振动引起的干扰估计出来,并有效地提高挠性航天器的姿态精度和稳定度.

摘要： 为抑制航天器姿态机动过程中挠性附件的振动，提出了一种基于路径规划和反推技术的姿态自适应控制方案。对航天器姿态机动路径进行规划，以缓解传统控制中快速性和超凋量之间的矛盾,并减小姿态机动引起的挠性附件振动。针对航天器姿态动力学和运动学构成的具有不确定性的非线性串级系统，基于反推技术设计了一种仅利用输出信息的自适应控制器，并证明了系统全局一致最终有界稳定。在系统具有惯量参数不确定及有界干扰力矩的情况下,设计的控制器能快速抑制挠性附件的振动。实现航天器姿态的快速机动和快速稳定。仿真结果验证了该挠性航天器自适应姿态控制算法的有效性。

摘要： 采用仿真软件Virtual.lab建立中继卫星的CAE 模型，选取大挠度太阳能帆板和天线臂为柔性体，建立无重力状态下刚柔耦合的多体模型，并实现了与matlab联合控制，形成了一个虚拟控制仿真平台。控制任务是使卫星平台按照预定的运动规律实现大角度姿态机动，保持星体的稳定并且有效地抑制弹性附件的振动。仿真结果证明该方法的可行性和有效性。

摘要： 一种挠性航天器作动器布局优化方法，解决了现有航天器作动器/传感器布局优化方法通用性差的问题，属于结构振动控制领域。本发明包括：S1、对柔性结构进行模态分析，获取柔性结构振动的模态信息利用模态信息得到各阶模态的有效模态质量Meff,i；S2、建立作动器布局优化准则：S3、以作动器布局优化准则作为作动器的安装位置布局的适应度函数，求解适应度函数值最大的作动器的安装位置布局为作动器最优的安装位置布局，完成作动器布局优化。

摘要： 本发明提供了一种基于滑模干扰观测器的大挠性航天器干扰补偿方法，所述补偿方法包括如下步骤：a)搭建航天器姿态控制系统Σ1；b)构造外部系统Σ3，所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件阻尼矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件刚度矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3对挠性振动与环境干扰之和进行描述；c)设计滑模干扰观测器，所述滑模干扰观测器对挠性振动与环境干扰之和进行估值；d)将标称控制器与步骤c)中所述的滑模干扰观测器进行复合得到复合控制器；所述复合控制器通过挠性振动与环境干扰之和的估值对所述挠性振动与环境干扰之和进行补偿。

摘要： 一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，它有五大步骤：步骤一：挠性航天器系统模型分析与构建；步骤二：挠性航天器的PD控制器设计及稳定性分析；步骤三：ZVDD和PWM混合输入成型器设计；步骤四：跟踪性能检验；步骤五：设计结束。本发明针对大挠性航天器系统，而给出的一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器PD控制方法，用于控制挠性航天器的姿态角度，它在航天航空自动控制技术领域里具有较好的实用价值和广阔的应用前景。

摘要： 一种含测量和输入时滞的挠性航天器复合抗干扰控制器，涉及多时变时滞及多源干扰下挠性航天器的姿态控制。首先，建立挠性航天器动力学模型；其次，构造含测量和输入时滞的复合抗干扰控制器，针对由挠性附件振动引起的干扰设计含测量时滞的干扰观测器对其进行估计并前馈补偿，针对范数有界干扰设计状态反馈H∞控制器对其进行抑制；再次，根据3/2稳定性定理设计干扰观测器增益以保证干扰估计误差纯时滞方程的稳定性；最后，基于凸优化算法对含测量和输入时滞的复合控制系统设计状态反馈H∞控制器增益，使系统实现稳定并满足一定的H∞性能。本发明具有抗干扰能力强、便于设计等优点，可用于含测量和输入时滞的挠性航天器姿态控制。

摘要： 本发明公开一种基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法，首先根据有限元离散化方法建立了挠性航天器的姿态动力学模型，并通过选取合适的状态变量，转化为易于处理的非线性状态空间形式；其次构造挠性模态观测器及控制器；最后将挠性模态观测器和控制器的设计问题转化为SOS凸优化问题进行求解。本发明有效解决了挠性航天器的姿态控制问题以及挠性附件的振动抑制问题。

摘要： 基于观测器的挠性航天器姿态机动控制方法，涉及航空航天控制系统领域，解决现有航天器在轨姿态机动时，挠性附件振动和外部干扰带来的控制性能下降的问题。本发明依据挠性航天器运动学、动力学和振动方程，通过分析航天器在近地轨道运行所受干扰的类型，建立姿态角，模态信息和扰动量为状态向量的状态方程，在部分模态信息和扰动信息未知的情况下，建立函数观测器重构这部分信息，根据误差系统，得到了观测器存在的充分条件，基于观测器输出的有用信息设计了具有状态反馈与前馈补偿两部分组成的控制器。本发明满足挠性航天器的控制需求，有效提升了航天器控制精度。

摘要： 基于干扰观测器的挠性航天器姿态机动控制方法，涉及航空航天控制系统领域，解决现有航天器在轨姿态机动时，挠性附件振动和外部干扰带来的控制性能下降的问题。本发明依据挠性航天器运动学、动力学和振动方程，利用Lagrange力学建立了挠性航天器姿态控制系统的航天器二阶拟线性系统模型，提出了一种非线性干扰观测器来估计外部干扰，给出了干扰观测器的存在条件和观测器参数选取方法。利用参数化方法设计了具有状态反馈与前馈补偿两部分组成的控制器。本发明满足挠性航天器的控制需求，有效提升了航天器控制精度。

摘要： 一种挠性航天器作动器布局优化方法，解决了现有航天器作动器/传感器布局优化方法通用性差的问题，属于结构振动控制领域。本发明包括：S1、对柔性结构进行模态分析，获取柔性结构振动的模态信息利用模态信息得到各阶模态的有效模态质量Meff,i；S2、建立作动器布局优化准则：S3、以作动器布局优化准则作为作动器的安装位置布局的适应度函数，求解适应度函数值最大的作动器的安装位置布局为作动器最优的安装位置布局，完成作动器布局优化。

摘要： 本发明提供了一种基于滑模干扰观测器的大挠性航天器干扰补偿方法，所述补偿方法包括如下步骤：a)搭建航天器姿态控制系统Σ1；b)构造外部系统Σ3，所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件阻尼矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3引入航天器挠性附件刚度矩阵的不确定部分；所述外部系统Σ3对挠性振动与环境干扰之和进行描述；c)设计滑模干扰观测器，所述滑模干扰观测器对挠性振动与环境干扰之和进行估值；d)将标称控制器与步骤c)中所述的滑模干扰观测器进行复合得到复合控制器；所述复合控制器通过挠性振动与环境干扰之和的估值对所述挠性振动与环境干扰之和进行补偿。

摘要： 一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器控制方法，它有五大步骤：步骤一：挠性航天器系统模型分析与构建；步骤二：挠性航天器的PD控制器设计及稳定性分析；步骤三：ZVDD和PWM混合输入成型器设计；步骤四：跟踪性能检验；步骤五：设计结束。本发明针对大挠性航天器系统，而给出的一种基于ZVDD和PWM混合输入成型器的挠性航天器PD控制方法，用于控制挠性航天器的姿态角度，它在航天航空自动控制技术领域里具有较好的实用价值和广阔的应用前景。