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基于二阶全驱系统的航天器姿态避障控制

航空学报 2024年第1期45卷 94-102页

作者：鲁明陈雪芹吴凡曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对航天器大角度姿态机动任务,考虑存在姿态禁止区域和干扰力矩影响,提出一种基于全驱系统模型的姿态机动控制方法。基于三维特殊正交群直接描述姿态运动并基于其李代数——指数坐标建立了误差姿态二阶全驱模型;提出基于三维特殊正交... 详细信息

针对航天器大角度姿态机动任务,考虑存在姿态禁止区域和干扰力矩影响,提出一种基于全驱系统模型的姿态机动控制方法。基于三维特殊正交群直接描述姿态运动并基于其李代数——指数坐标建立了误差姿态二阶全驱模型;提出基于三维特殊正交群的障碍李雅普诺夫函数,保证在其有界情况下姿态约束得到遵守;最后提出包含障碍李雅普诺夫函数的总李雅普诺夫函数,使用滑模技术并结合二阶全驱模型中参数矩阵的性质消除导数中的非线性项得到简洁的控制律。数值仿真结果显示,在所提出的控制方法作用下,航天器能够避开姿态禁止区域并收敛于期望姿态,并且稳态误差和控制能耗相比现有同类方法表现优异。

关键词：全驱系统李群指数坐标姿态机动控制障碍李雅普诺夫函数

不完全信息Epsilon纳什均衡的航天器末端追逃博弈策略

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宇航学报 2024年第1期45卷 63-73页

作者：汤旭叶东肖岩孙兆伟哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对不完全信息下的航天器末端追逃问题,提出了一种满足Epsilon纳什均衡的微分博弈控制策略。首先,建立了完全信息下的有限时间追逃纳什均衡策略对,并将其作为目标航天器实际采取的控制策略,使目标航天器掌握博弈进程的完全信息,进而获... 详细信息

针对不完全信息下的航天器末端追逃问题,提出了一种满足Epsilon纳什均衡的微分博弈控制策略。首先,建立了完全信息下的有限时间追逃纳什均衡策略对,并将其作为目标航天器实际采取的控制策略,使目标航天器掌握博弈进程的完全信息,进而获得更好的逃逸性能。在此基础上,考虑拦截航天器不能获取目标控制矩阵信息的态势,设计了基于广义卡尔曼滤波的行为学习信息估计算法,使拦截器能够对目标的不完全信息进行估计,并提出了不完全信息下的末端追逃博弈控制策略。经过理论分析,证明了所设计的不完全信息下微分博弈策略对满足Epsilon纳什均衡。最后,仿真结果表明该算法可以有效估计目标的不完全信息,确保拦截器能够在有限时间内快速拦截目标。

关键词：航天器追逃追逃博弈策略 Epsilon纳什均衡不完全信息估计

利用离散时间聚合图的无人机编队最短时延路由协议

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电子与信息学报 2024年第5期46卷 1931-1939页

作者：李博王改芳杨洪娟茹雪菲张敬淳王钢哈尔滨工业大学(威海)信息科学与工程学院威海264209 哈尔滨工业大学通信技术研究所哈尔滨150001

针对传统的无人机编队路由算法无法有效利用拓扑变化的可提前预知特性、以发送探测包的方式获取链路的连接情况会导致开销大等问题,该文引入时变图模型,提出了基于离散时间聚合图的无人机编队最短时延路由协议。首先,利用无人机编队网... 详细信息

针对传统的无人机编队路由算法无法有效利用拓扑变化的可提前预知特性、以发送探测包的方式获取链路的连接情况会导致开销大等问题,该文引入时变图模型,提出了基于离散时间聚合图的无人机编队最短时延路由协议。首先,利用无人机编队网络的先验知识,如节点的运动轨迹以及网络拓扑变化情况,使用离散时间聚合图对网络的链路资源和拓扑进行表征。其次,基于该图模型设计路由决策算法,即在路由探索阶段将链路时延作为链路权重求解网络的源节点到目的节点的最短时延路由。最后,性能仿真结果表明,该路由协议与传统按需距离矢量路由协议相比提高了网络的分组投递率、降低了端到端时延和网络的控制开销。

关键词：无人机自组网无人机编队时变图模型最短时延路由

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态自适应控制

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哈尔滨工业大学学报 2024年第4期56卷 1-11页

作者：林子杰陆国平吕旺吴宝林李化义哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001 上海卫星工程研究所上海201109

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... 详细信息

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。

关键词：变速控制力矩陀螺姿态机动挠性航天器自适应控制模态观测

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基于全驱系统理论的航天器姿轨预设性能控制

航空学报 2024年第1期45卷 13-28页

作者：刘明范睿超邱实曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对航天器对空间目标近距离绕飞背景下的姿轨一体化控制任务,考虑惯量参数不确定性与轨道摄动的影响,提出一种基于全驱系统参数化方法与自适应神经网络的预设性能控制方法。基于Lie群SE(3)描述刚体航天器近距离绕飞空间目标的六自由度... 详细信息

针对航天器对空间目标近距离绕飞背景下的姿轨一体化控制任务,考虑惯量参数不确定性与轨道摄动的影响,提出一种基于全驱系统参数化方法与自适应神经网络的预设性能控制方法。基于Lie群SE(3)描述刚体航天器近距离绕飞空间目标的六自由度运动,建立精确且简洁的航天器姿轨一体化误差动力学模型;通过引入指数形式的预设性能函数,先验定量地约束航天器姿轨状态误差的动态和稳态过程;考虑到航天器相对运动模型的非线性特性,设计了基于全驱系统方法的反馈控制项,使闭环系统成为具有可配置特征结构的常线性系统,降低了后续控制器设计难度;进一步设计了包括自适应神经网络项的积分滑模控制器,以实现存在惯量不确定性和轨道摄动情况下的航天器高精度一体化控制;此外,利用改进粒子群算法进一步优化控制器参数,提高了控制器的工程应用性。数值模拟结果显示,在所提出的控制方法作用下,能够实现高精度姿轨一体绕飞,航天器状态轨迹始终处于预设性能包络内且控制输出无明显抖振,证明了所设计控制器的有效性和可应用性。

关键词：全驱系统方法 Lie群SE(3) 航天器姿轨一体化控制预设性能控制改进粒子群优化

复杂约束下航天器高效机动路径规划和时域调节方法

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国防科技大学学报 2024年第4期46卷 63-73页

作者：岳程斐鲁明吴凡霍涛陈雪芹哈尔滨工业大学卫星技术研究所黑龙江哈尔滨150001 哈尔滨工业大学(深圳)空间科学与应用技术研究院广东深圳518000

针对复杂约束下航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于三维特殊正交群的姿态高效机动路径规划和时域调节方法。针对航天器大角度机动过程中的姿态约束问题,设计了基于梯度的避障策略,得到了虚拟时域中的姿态路径和期望角速度。为了满... 详细信息

针对复杂约束下航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于三维特殊正交群的姿态高效机动路径规划和时域调节方法。针对航天器大角度机动过程中的姿态约束问题,设计了基于梯度的避障策略,得到了虚拟时域中的姿态路径和期望角速度。为了满足执行机构最大输出力矩约束,提出了迭代非线性时域调节方法,通过时间缩放得到了满足控制力矩约束的高效机动角速度/控制力矩。仿真结果表明,该方法在满足航天器姿态机动过程中姿态约束和控制力矩约束的同时,相较现有同类方法,显著缩短了机动时间,为受约束的航天器高效机动规划与控制提供了新的思路。

关键词：姿态规划时域调节姿态约束控制力矩约束三维特殊正交群

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悬吊式重力卸荷系统的主动式缓冲控制

光学精密工程 2024年第3期32卷 381-391页

作者：晏慧星卢鸿谦尹航黄显林陈泰年哈尔滨工业大学控制理论与制导研究中心黑龙江哈尔滨150001

针对索驱悬吊式重力卸荷系统被动缓冲器带来的欠驱动问题,提出了基于气动人工肌肉(Pneumatic Artificial Muscle,PAM)主动式缓冲器控制方法。首先,分析用于地面微/低重力模拟的悬吊式重力卸荷系统,为了克服PAM高度非线性特性,提出基于... 详细信息

针对索驱悬吊式重力卸荷系统被动缓冲器带来的欠驱动问题,提出了基于气动人工肌肉(Pneumatic Artificial Muscle,PAM)主动式缓冲器控制方法。首先,分析用于地面微/低重力模拟的悬吊式重力卸荷系统,为了克服PAM高度非线性特性,提出基于块结构的非线性神经网络建模方法,其次分析吊索与航天器相互作用过程中挠性引起的力扰动,最后采用非线性模型预测跟踪控制。相比传统PID控制方法,该方法具有参数调节简单,实时跟随性能好,以及对卸荷系统目标惯性参数的摄动具有控制性能不变性等优势。实验结果表明,设置不同扰动情况跟随力误差都能保证在3%以内,实验证明了基于PAM主动缓冲器的可行性,所提出的控制方法能够在挠性不确定性的情况下实现力跟随控制。

关键词：悬吊式重力卸荷系统气动人工肌肉主动缓冲器非线性模型预测跟踪控制

基于l_(1)-TSXKF的航天器姿控系统状态偏差估计

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航空学报 2024年第16期45卷 153-164页

作者：陈雪芹杨伯毓吴凡岳程斐曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001 哈尔滨工业大学(深圳)空间科学与应用技术研究院深圳518055

研究考虑非高斯噪声特性的航天器姿态控制系统状态与偏差估计问题。首先,建立含偏差的航天器姿控系统模型,并给出了非高斯特性噪声表达形式。然后,采用l_(1)范数卡尔曼滤波(l_(1)-KF)算法并结合数学仿真,验证了在卡尔曼滤波算法中引入l_... 详细信息

研究考虑非高斯噪声特性的航天器姿态控制系统状态与偏差估计问题。首先,建立含偏差的航天器姿控系统模型,并给出了非高斯特性噪声表达形式。然后,采用l_(1)范数卡尔曼滤波(l_(1)-KF)算法并结合数学仿真,验证了在卡尔曼滤波算法中引入l_(1)范数,可以避免系统受非高斯过程噪声的影响,但l_(1)-KF算法无法实现对状态和偏差的同时估计,且仅适用于姿态稳定控制过程中的估计。于是,在l_(1)-KF算法的基础上,考虑系统转动惯量时变和偏差时变的复杂情况,结合时变转动惯量实时辨识,设计l_(1)范数二阶外源性卡尔曼滤波(l_(1)-TSXKF)算法,对航天器姿态机动过程中的状态和偏差同时进行估计。数学仿真结果表明,l_(1)-TSXKF算法可以减少系统非高斯特性的影响,在航天器姿态机动过程中,可快速得到高精度的姿态、未知偏差估计结果,有利于航天器在轨应用。

关键词：航天器姿控系统偏差估计状态估计转动惯量辨识

一种6-DOF小行星着陆轨迹序列凸优化方法

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宇航学报 2024年第3期45卷 341-351页

作者：初彦峰穆荣军梁浩崔乃刚哈尔滨工业大学航天学院哈尔滨150001 北京宇航系统工程研究所北京100076

针对6自由度的小行星动力着陆多约束轨迹优化问题,提出了一种基于序列凸优化的小行星着陆轨迹优化算法。首先采用多面体引力场模型计算小行星的引力场,其可用于描述任意形状的小行星引力场,且比质点群法和球谐函数展开法等方法计算精度... 详细信息

针对6自由度的小行星动力着陆多约束轨迹优化问题,提出了一种基于序列凸优化的小行星着陆轨迹优化算法。首先采用多面体引力场模型计算小行星的引力场,其可用于描述任意形状的小行星引力场,且比质点群法和球谐函数展开法等方法计算精度更高。为了在凸约束下解决小行星着陆过程燃料消耗最优问题,通过对探测器动力学模型及其约束进行线性化和离散化,将原来的非凸连续时间优化问题转化为凸化的子问题,即二阶锥规划问题(SOCP);然后引入了虚拟控制项和信赖域,以增强算法的鲁棒性。通过在形状不规则小行星上的着陆模拟,验证了所提出算法的有效性,仿真结果满足各项约束条件,可实现高精度着陆和燃料消耗最优的目标。

关键词：小行星着陆多面体引力场模型 6自由度序列凸优化