CN108762073A - 一种主动指向超静平台操纵律设计方法 - Google Patents

一种主动指向超静平台操纵律设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108762073A
CN108762073A CN201810501561.8A CN201810501561A CN108762073A CN 108762073 A CN108762073 A CN 108762073A CN 201810501561 A CN201810501561 A CN 201810501561A CN 108762073 A CN108762073 A CN 108762073A
Authority
CN
China
Prior art keywords
directed toward
intelligence
mounting surface
quiet platform
load
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810501561.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108762073B (zh
Inventor
张科备
王有懿
汤亮
关新
郝仁剑
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN201810501561.8A priority Critical patent/CN108762073B/zh
Publication of CN108762073A publication Critical patent/CN108762073A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108762073B publication Critical patent/CN108762073B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)
  • Manipulator (AREA)

Abstract

一种主动指向超静平台操纵律设计方法，首先确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目，计算主动指向超静平台转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵，然后计算主动指向超静平台操纵律，最后将主动指向超静平台操纵律变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。

Description

一种主动指向超静平台操纵律设计方法
技术领域
本发明涉及航天器控制领域，特别是一种主动指向超静平台操纵律设计方法。
背景技术
近年来，以甚高分辨率对地观测、远距离激光通信、天基天文观测为代表的高精度航天器，和以高轨SAR为代表的大挠性航天器等一系列未来任务需求的提出，对卫星控制***的精度、稳定度与敏捷性能提出了极高的要求。
受限于传统姿态敏感器(星敏、陀螺)等测量精度和测量带宽限制，传统意义上的低带宽姿态控制***无法在宽频域内对各种扰动力矩的影响实现有效抑制，仅基于卫星姿态控制来实现有效载荷的精稳指向控制的技术方案在现有技术条件下已经难以满足甚高精度指向和稳定控制要求。基于此，通过在星体和载荷之间安装具有振动隔离、扰振抑制和指向调节的主动指向超静平台，实现有效载荷性能指标的跨越式提升。主动指向超静平台包括有效载荷安装面、星体安装面以及多个并联的智能挠性作动器。
针对不同构型参数的主动指向超静平台和不同数目的智能挠性作动器，在主动指向超静平台对载荷进行主动隔振和指向调节时，如何获得由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器中的控制力并予以输出，尚缺乏规范化的、统一的处理方式。本发明提出的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，可以得到由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种主动指向超静平台操纵律设计方法，***地、规范地给出了主动指向超静平台在不同构型参数条件下和不同数目智能挠性作动器条件下，实现主动指向超静平台控制的操纵律，为主动指向超静平台控制器的设计和最终控制的实现奠定基础。
本发明的技术解决方案是：一种主动指向超静平台操纵律设计方法，包括如下步骤：
(1)确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目，主动指向超静平台连接星体、有效载荷，结构形式包括有效载荷安装面、星体安装面、位于有效载荷安装面和星体安装面间的多个并联的智能挠性作动器，多个智能挠性作动器能够分别对有效载荷安装面施加平行于轴线方向的作用力，星体指卫星中除去有效载荷的剩余部分；
主动指向超静平台的构型参数包括有效载荷安装面半径rP、星体安装面半径rB、有效载荷安装面定位角θP、星体安装面定位角θB、主动指向超静平台的高度Ho、有效载荷质心距离有效载荷安装面的高度HP，其中，有效载荷安装面定位角θP为任意相邻的两个有效载荷安装面与智能挠性作动器的交点与有效载荷安装面圆心的连线之间的夹角；星体安装面定位角θB为任意相邻的两个星体安装面与智能挠性作动器的交点与星体安装面圆心的连线之间的夹角；平台高度Ho为有效载荷安装面与星体安装面之间的距离；
(2)计算主动指向超静平台位置和姿态变化量转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵J，
ei为第i个智能挠性作动器与星体安装面交点到有效载荷安装面交点单位向量，且其中，bi为从星体安装面中心指向作动杆与星体安装面交点的位置向量，pi为从有效载荷质心指向作动杆与有效载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0 Ho+Hp]T为星体安装面中心到有效载荷质心的位置向量；i＝1,2,…,N；×为向量叉乘符号；上标T为转置符号；
(3)根据步骤(2)中计算得到的雅克比变换矩阵J和步骤(1)中确定的智能挠性作动器数目N计算主动指向超静平台操纵律，如果N＝6，则转入步骤(4)，否则，N>6，则转入步骤(5)；
(4)计算雅克比变换矩阵J为方阵J1时的主动指向超静平台操纵律；
载荷质心广义力向量Fp和智能挠性作动器控制力向量FL之间的关系J1为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个智能挠性作动器控制力的6×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台操纵律；Fpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系X轴方向的力，Mpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系X轴方向的力矩；
(5)计算雅克比变换矩阵J为非方阵J2时的主动指向超静平台操纵律；
载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个作动器控制力的N×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台操纵律；
(6)利用步骤(4)或步骤(5)得到主动指向超静平台操纵律JC，将主动指向超静平台控制所需的载荷质心位置的控制力矩变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，最终实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。
所述的智能挠性作动器的数目为N，N≥6，且N为偶数。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出了一种主动指向超静平台操纵律设计方法，为不同构型主动指向超静平台和不同数目智能挠性作动器条件下，计算由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律，提供了一种统一的计算和处理方法；
(2)本发明所述的非方阵广义逆方法，为主动指向超静平台智能挠性作动器数目N大于6情况下，计算载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律，提供了切实可行的解决方式；
(3)本发明所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，能够实现载荷三轴控制解耦。将载荷质心位置的多输入输出(MIMO)控制问题转化成各个智能挠性作动器的单输入输出(SISO)控制问题。使得平台控制简单容易实现。
附图说明
图1为本发明一种主动指向超静平台操纵律设计方法流程图；
图2为本发明所述的包含六个智能挠性作动器主动指向超静平台的结构形式与构型参数示意图。
具体实施方式
本发明方法提出一种主动指向超静平台操纵律设计方法，下面结合附图对本发明方法进行详细说明，本发明方法包括如下步骤：
(1)确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目。主动指向超静平台连接于星体和有效载荷之间，包括有效载荷安装面、星体安装面以及位于有效载荷安装面和星体安装面之间的多个并联的智能挠性作动器；星体指卫星中除去有效载荷的剩余部分；
主动指向超静平台的构型参数包括：有效载荷安装面半径rP、星体安装面半径rB、有效载荷安装面定位角θP、星体安装面定位角θB、平台的高度Ho、有效载荷质心距离有效载荷安装面的高度HP，其中，有效载荷安装面定位角θP为任意相邻的两个有效载荷安装面与智能挠性作动器的交点与有效载荷安装面圆心的连线之间的夹角；星体安装面定位角θB为任意相邻的两个星体安装面与智能挠性作动器的交点与星体安装面圆心的连线之间的夹角；平台的高度H为有效载荷安装面与星体安装面之间的距离；智能挠性作动器的数目为N，N≥6，且N为偶数；
综合考虑主动指向超静平台重量、布局以及冗余等约束条件，在本实施例中，仅选取智能挠性作动器的数目为N＝6或N＝8。
(2)根据步骤(1)确定的主动指向超静平台、结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目，计算主动指向超静平台位置和姿态变化转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵J，且
ei为第i个智能挠性作动器与星体安装面交点到有效载荷安装面交点单位向量，且其中，bi为从星体安装面中心指向作动杆与星体安装面交点的位置向量，pi为从有效载荷质心指向作动杆与有效载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0 Ho+HP]T为星体安装面中心到有效载荷质心的位置向量；i＝1,2,…,N；×为向量叉乘符号；上标T为转置符号；J为N×6维矩阵；
当N＝6时
载荷本体坐标系的坐标系原点o为载荷质心，x轴平行于有效载荷安装面，并且过智能挠性作动器1、2与有效载荷安装面两个交点连线的中线，指向智能挠性作动器3、4、5、6方向，z轴垂直于载荷安装面，y轴与x轴、z轴满足右手定则。
p1＝[-rPcos(θP/2),rPsin(θP/2),-HP]T
p2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),-HP]T
p3＝[rPsin(θ-θP/2-90°),-rPcos(θ-θP/2-90°),-HP]T
p4＝[rPsin(θ+θP/2-90°),-rPcos(θ+θP/2-90°),-HP]T
p5＝[rPsin(θ+θP/2-90°),rPcos(θ+θP/2-90°),-HP]T
p6＝[rPsin(θ-θP/2-90°),rPcos(θ-θP/2-90°),-HP]T
b1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]T
b2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]T
b3＝[rBsin(θ-θB/2-90°),-rBcos(θ-θB/2-90°),0]T
b4＝[rBsin(θ+θB/2-90°),-rBcos(θ+θB/2-90°),0]T
b5＝[rBsin(θ+θB/2-90°),rBcos(θ+θB/2-90°),0]T
b6＝[rBsin(θ-θB/2-90°),rBcos(θ-θB/2-90°),0]T
当N＝8时
载荷本体坐标系的坐标系原点o为载荷质心，x轴平行于有效载荷安装面，并且由智能挠性作动器1、2与有效载荷安装面两个交点连线的中点，指向智能挠性作动器5、6与有效载荷安装面两个交点连线的中点，z轴垂直于载荷安装面，y轴与x轴、z轴满足右手定则。
p1＝[-rPcos(θP/2),rPsin(θP/2),-HP]T
p2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),-HP]T
p3＝[rPsin(θ-θP/2-90°),-rPcos(θ-θP/2-90°),-HP]T
p4＝[rPsin(θ+θP/2-90°),-rPcos(θ+θP/2-90°),-HP]T
p5＝[rPsin(θ+θP/2-90°),rPcos(θ+θP/2-90°),-HP]T
p6＝[rPsin(θ-θP/2-90°),rPcos(θ-θP/2-90°),-HP]T
p7＝[-rPcos(2θ+θP/2),rPsin(2θ+θP/2),-HP]T
p8＝[-rPcos(2θ+θP/2),-rPsin(2θ+θP/2),-HP]T
b1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]T
b2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]T
b3＝[rBsin(θ-θB/2-90°),-rBcos(θ-θB/2-90°),0]T
b4＝[rBsin(θ+θB/2-90°),-rBcos(θ+θB/2-90°),0]T
b5＝[rBsin(θ+θB/2-90°),rBcos(θ+θB/2-90°),0]T
b6＝[rBsin(θ-θB/2-90°),rBcos(θ-θB/2-90°),0]T
b7＝[-rBcos(2θ+θB/2),rBsin(2θ+θB/2),0]T
b8＝[-rBcos(2θ+θB/2),-rBsin(2θ+θB/2),0]T
式中：
(3)根据步骤(2)中计算得到雅克比变换矩阵J和步骤(1)中确定的智能挠性作动器数目N计算主动指向超静平台操纵律。如果N＝6，则转入步骤(4)，否则，N>6，则转入步骤(5)；
(4)计算雅克比变换矩阵J为方阵J1时的主动指向超静平台操纵律；
载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个智能挠性作动器控制力的6×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台的操纵律；
(5)计算雅克比变换矩阵J为非方阵J2时的智能挠性作动器操纵律。
载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个作动器控制力的变换矩阵，即：主动指向超静平台的操纵律；
(6)利用步骤(4)或步骤(5)得到智能挠性作动器操纵律JC，将主动指向超静平台控制所需的载荷质心位置的控制力矩变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，最终实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目N；其中，主动指向超静平台连接星体、有效载荷；
(2)计算主动指向超静平台位置和姿态变化量转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵J；
(3)根据步骤(2)中计算得到的雅克比变换矩阵J和步骤(1)中确定的智能挠性作动器数目N计算主动指向超静平台操纵律，如果N＝6，则转入步骤(4)，否则，N>6，则转入步骤(5)；
(4)计算雅克比变换矩阵J为方阵J1时的主动指向超静平台操纵律JC；
(5)计算雅克比变换矩阵J为非方阵J2时的主动指向超静平台操纵律JC；
(6)利用步骤(4)或步骤(5)得到主动指向超静平台操纵律JC，将主动指向超静平台控制所需的载荷质心位置的控制力矩变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，最终实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。
2.根据权利要求1所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的智能挠性作动器的数目为N，N≥6，且N为偶数。
3.根据权利要求1或2所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的结构形式包括有效载荷安装面、星体安装面、位于有效载荷安装面和星体安装面间的多个并联的智能挠性作动器，多个智能挠性作动器能够分别对有效载荷安装面施加平行于其轴线方向的作用力，星体指卫星中除去有效载荷的剩余部分。
4.根据权利要求3所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的主动指向超静平台的构型参数包括有效载荷安装面半径rP、星体安装面半径rB、有效载荷安装面定位角θP、星体安装面定位角θB、主动指向超静平台的高度Ho、有效载荷质心距离有效载荷安装面的高度HP，其中，有效载荷安装面定位角θP为任意相邻的两个有效载荷安装面与智能挠性作动器的交点与有效载荷安装面圆心的连线之间的夹角；星体安装面定位角θB为任意相邻的两个星体安装面与智能挠性作动器的交点与星体安装面圆心的连线之间的夹角；平台高度Ho为有效载荷安装面与星体安装面之间的距离。
5.根据权利要求4所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的计算主动指向超静平台位置和姿态变化量转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵J的方法为：
其中，ei为第i个智能挠性作动器与星体安装面交点到有效载荷安装面交点单位向量，N为智能挠性作动器的个数，且其中，bi为从星体安装面中心指向第i个智能挠性作动器与星体安装面交点的位置向量，pi为从有效载荷质心指向第i个智能挠性作动器与有效载荷安装面交点的位置向量；x0＝[0 0 Ho+Hp]T为星体安装面中心到有效载荷质心的位置向量；i＝1,2,…,N；×为向量叉乘符号；上标T为转置符号。
6.根据权利要求5所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的计算雅克比变换矩阵J为方阵J1时的主动指向超静平台操纵律的方法为：
载荷质心广义力向量Fp和智能挠性作动器控制力向量FL之间的关系J1为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个智能挠性作动器控制力的6×6维变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律；Fpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系X轴方向的力，Mpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系X轴方向的力矩，Fpy为施加于载荷质心的载荷本体坐标系Y轴方向的力，Mpy为施加于载荷质心的载荷本体坐标系Y轴方向的力矩，Fpz为施加于载荷质心的载荷本体坐标系Z轴方向的力，Mpz为施加于载荷质心的载荷本体坐标系Z轴方向的力矩，其中，载荷本体坐标系的原点为载荷质心、三轴任意设置。
7.根据权利要求6所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，其特征在于：所述的计算雅克比变换矩阵J为非方阵J2时的主动指向超静平台操纵律的方法为：
载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为
式中：Fp＝[Fpx Fpy Fpz Mpx Mpy Mpz]T为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；FL＝[F1 F2 … FN]T为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；
FL＝JCFp
式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个作动器控制力的N×6维变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律。
8.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求7任一所述方法的步骤。
9.一种主动指向超静平台操纵律设计终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1-权利要求7任一所述方法的步骤。
CN201810501561.8A 2018-05-23 2018-05-23 一种主动指向超静平台操纵律设计方法 Active CN108762073B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810501561.8A CN108762073B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种主动指向超静平台操纵律设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810501561.8A CN108762073B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种主动指向超静平台操纵律设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108762073A true CN108762073A (zh) 2018-11-06
CN108762073B CN108762073B (zh) 2021-07-13

Family

ID=64004786

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810501561.8A Active CN108762073B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种主动指向超静平台操纵律设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108762073B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108803307A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台自主故障诊断与容错控制方法及***
CN110688731A (zh) * 2019-08-26 2020-01-14 北京控制工程研究所 一种并联式指向平台的扰动建模与抑制方法
CN111605733A (zh) * 2020-04-28 2020-09-01 北京控制工程研究所 航天器自治协同粗精分层主被一体三超控制参数确定方法
CN112027113A (zh) * 2020-07-23 2020-12-04 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台高带宽低噪声驱动控制方法
CN114408219A (zh) * 2022-01-21 2022-04-29 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法
CN115675919A (zh) * 2022-10-31 2023-02-03 北京控制工程研究所 一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6076774A (en) * 1998-08-12 2000-06-20 Hughes Electronics Corporation Fuel and thermal optimal spiral earth acquisition
CN100565405C (zh) * 2008-09-12 2009-12-02 航天东方红卫星有限公司 一种操纵律奇异回避的航天器姿态控制***
CN103592848B (zh) * 2013-11-06 2017-01-11 北京控制工程研究所 一种变速控制力矩陀螺群的精准敏捷操纵方法
CN105022402B (zh) * 2015-08-20 2017-11-03 哈尔滨工业大学 一种双刚体航天器快速机动的最短时间确定方法
CN107651224B (zh) * 2017-07-04 2021-03-09 上海宇航***工程研究所 基于单系绳连接点对空间失稳目标的分步消旋控制方法
CN107719705B (zh) * 2017-09-26 2020-03-24 北京航空航天大学 一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108803307A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台自主故障诊断与容错控制方法及***
CN108803307B (zh) * 2018-05-25 2021-07-13 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台自主故障诊断与容错控制方法及***
CN110688731A (zh) * 2019-08-26 2020-01-14 北京控制工程研究所 一种并联式指向平台的扰动建模与抑制方法
CN110688731B (zh) * 2019-08-26 2020-11-20 北京控制工程研究所 一种并联式指向平台的扰动建模与抑制方法
CN111605733A (zh) * 2020-04-28 2020-09-01 北京控制工程研究所 航天器自治协同粗精分层主被一体三超控制参数确定方法
CN111605733B (zh) * 2020-04-28 2022-03-04 北京控制工程研究所 航天器自治协同粗精分层主被一体三超控制参数确定方法
CN112027113A (zh) * 2020-07-23 2020-12-04 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台高带宽低噪声驱动控制方法
CN112027113B (zh) * 2020-07-23 2022-03-04 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台高带宽低噪声驱动控制方法
CN114408219A (zh) * 2022-01-21 2022-04-29 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法
CN114408219B (zh) * 2022-01-21 2023-06-16 北京控制工程研究所 一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法
CN115675919A (zh) * 2022-10-31 2023-02-03 北京控制工程研究所 一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法
CN115675919B (zh) * 2022-10-31 2024-05-31 北京控制工程研究所 一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108762073B (zh) 2021-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108762073A (zh) 一种主动指向超静平台操纵律设计方法
CN109557818B (zh) 具有多故障的多智能体跟踪***的滑模容错控制方法
CN107450588B (zh) 一种挠性航天器姿态控制***的强抗扰控制方法
CN110347173A (zh) 一种基于非连续自适应控制的航天器姿态跟踪控制方法
CN107703742A (zh) 一种柔性航天器传感器故障调节方法
CN108287476A (zh) 基于高阶滑模控制和扰动观测器的空间翻滚非合作目标自主交会制导方法
CN106406086A (zh) 一种基于滑模干扰观测器的大挠性航天器干扰补偿方法
CN102073280A (zh) 一种复杂挠性航天器模糊奇异摄动建模与姿态控制方法
Jiang et al. Optimal placement and decentralized robust vibration control for spacecraft smart solar panel structures
CN102419597B (zh) 一种限定相对姿态的大规模编队航天器姿态一致控制方法
CN108762285A (zh) 一种航天器多级复合控制的目标姿态协同规划方法及***
CN108227485A (zh) 一种带有执行器饱和的空间机器人自抗扰控制方法
Malekzadeh et al. A robust nonlinear control approach for tip position tracking of flexible spacecraft
CN109683628B (zh) 一种基于有限时间分布式速度观测器的航天器相对位置控制方法
CN114779799B (zh) 基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法
CN108920789A (zh) 一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法
CN110007606A (zh) 一种考虑输入饱和的水面无人艇误差约束控制方法
Choi et al. LQR design with eigenstructure assignment capability [and application to aircraft flight control]
Zhang et al. Multibody dynamics and robust attitude control of a MW-level solar power satellite
CN109343347A (zh) 一种海底飞行节点的轨迹跟踪控制方法
CN112660423A (zh) 一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及***
CN117311377B (zh) 一种基于复合干扰分离估计的航天器精细姿态控制方法
CN117648000B (zh) 一种挠性充液卫星紧耦合抗干扰姿态控制方法
CN111123702B (zh) 基于一致性理论的大型柔性航天器分散协调鲁棒控制方法
CN116923730A (zh) 一种具有自调节预设性能约束的航天器姿态主动容错控制方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant