小型固体运载器一级飞行段姿态控制方案研究
侧喷流直接力控制的运载器姿态稳定问题研究
采 用 工 程 上 常 用 的 基 于 扰 动 弹 道 的 姿 态 控 制 建
模 方 法 ， 箭 体 姿 态 运 动 分 解 为俯 仰 、 航 和 滚 将 偏
态 、 态 性能 和控制 器 的鲁棒性 。 稳
１ 运 载 器 姿 态 运 动 数 学 模 型
器俯仰 、 偏航 和 滚转 的控 制 。传 统 的姿 态 控制 方
法要 求执行 机构 能 够 产生 大 小 连续 可 调 的推 力 ， 而
姿控 发动 机成熟 产 品多为 开关型 ， 推力 不可调 节 ， 且 存在 开关 机状态 转 换 之 间 的时 问 约束 、 力 延迟 等 推
运 用 精 英 非 支 配 解 排 序 遗 传 算 法 对 控 制 器参 数 进 行 优 化 。 仿 真 结 果 表 明 系 统 具 有 良 好 的 动 态 、 态 性 能 ， 制 器 稳 控
具有很强的鲁棒性 。
关 键 词 ：描 述 函 数 ；鲁 棒极 限环 ；多 目标 优 化 ；姿 态稳 定 中 图分 类 号 ：Ｔ ７ ５ Ｊ６ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１ ０ — ２ （ ０ ９） ５ １０ ￣５ ０ ０１ ８ ２０ ０ — ２ ３ ９
统 中非线性 元 素 的伪 线性 化 ， 计 鲁 棒极 限环 控制 设 器， 实现 由系统 不确 定性 引起 的极 限环 的 幅值 、 频率
的 变 化 尽 可 能 小 的 效 果 ， 实 行 系 统 在 不 确 定 性 影 即 响 下 尽 可 能 好 的 稳 定 性 。 鲁 棒 极 限 环 控 制 器 设 计 的
中国空间站为什么要这样设计
中国空间站为什么要这样设计？人类目前共出现了四代空间站，中国建设的天宫空间站是一个相当于第三代水平的空间站，总大小在80-100吨级，有潜力扩展实验舱成为100+吨级，预计在2022年完成，寿命十年，亦可通过维护延期。
相较而言，它比起目前420吨级的第四代空间站——国际空间站的确要小一圈，但天宫空间站对于我国而言已经是最佳方案了。
我们先来看看前三代空间站的历史和特点。
1.基本背景上世纪60年代末，苏联在登月项目的竞争中落败于美国后，便掀起了新一波的竞争：空间站建设。
长期以来的载人航天实验、尤其是阿波罗登月的成功，验证了人类可长时间在太空中生存的可能性。
在设想中，通过建立长期驻人的空间站，可以实现覆盖全球的军事侦察甚至潜在的作战目的。
苏联于是将航天发展重心押在长期可驻人空间站上，与此同时可发射大型任务的质子系列火箭也完全成熟。
2.第一代和第二代空间站早在美国还在进行阿波罗登月的1971年，苏联便把绝密的礼炮一号（Salyut）送入+毛新愿图1 我国“天宫”空间站礼炮号空间站简要信息名称发射日期除役日期在轨天数载人天数对接飞船重量（吨）性质技术水平礼炮1号1971-04-191971-10-1117524218.5试验Ⅰ代DOS-21972-07-291972-07-2900018.0失败Ⅰ代礼炮2号1973-04-041973-05-28540018.5军用Ⅰ代宇宙-5571973-05-111973-05-22110019.4失败Ⅰ代礼炮3号1974-06-251975-01-2421315118.5军用Ⅰ代礼炮4号1974-12-261977-02-0377092318.5科研Ⅰ代礼炮5号1976-06-221977-08-0841267219.0军用Ⅰ代礼炮6号1977-12-291982-07-2917646833119.8科研Ⅱ代礼炮7号1982-04-191991-02-0732168162518.0科研Ⅱ代太空，并在后续项目中尝试装载武器。
航天飞行动力学 pdf
航天飞行动力学是研究航天器和运载器在飞行中所受的力及其在力作用下的运动的学科，也称为航天器动力学。
它是建立航天器设计、发射和运行控制的重要基础。
航天飞行动力学的研究内容包括航天器的轨道运动、姿态运动以及推力控制等。
其中，轨道运动是指航天器在地球或其他天体周围绕行运动的规律，包括圆轨道、椭圆轨道、抛物线轨道等；姿态运动是指航天器绕自身轴线旋转或摆动的运动，包括自旋稳定、三轴稳定等。
推力控制是指通过施加推力来改变航天器的运动状态，包括轨道机动、姿态控制等。
航天飞行动力学的研究目的是为航天器的设计、发射和运行控制提供理论支持，确保航天器的安全、可靠和经济性。
在实际应用中，航天飞行动力学也是制定发射窗口、规划轨道转移、进行精确导航定位等的重要依据。
以上内容仅供参考，如需更多信息，建议查阅相关文献或咨询相关学者。
基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计
文章编号：1004-7182(2020)01-0014-06
导弹与航天运载技术 MISSILES AND SPACE VEHICLES
DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20200103
No.1 2020 Sum No.372
基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计
石宝兰，韩 璐，李紫光，张广勇，化 金
（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）
摘要：与传统比例-积分-微分（PID）控制方法相比，滑模控制（SMC）方法可以比较容易地将不确定性纳入控制器设计
中，从而增强系统的鲁棒性。探索了 SMC 技术在运载器主动段姿态控制中的工程应用，首先通过分析基于趋近律的 SMC 系
制系统设计。忽略主发动机喷管摆动产生的惯性力和
惯性力矩中与摆动角加速度有关的项，在箭体坐标系
下建立俯仰通道绕质心动力学方程[3]。飞行过程中，扰
动作用与已建模作用相比量级较小，扰动弹道在未扰
动弹道附近摄动。因此可忽略动力学方程中的高阶项，
对描述实际姿态运动的非线性方程进行线性化。对于
主要在射面内运动的运载器，采用小扰动法得到俯仰
滑模控制（Sliding Mode Control，SMC）是现代 控制方法中新设计思想的代表之一。对于飞行包络、 环境参数、运载器自身参数等的变化，SMC 方法可以 比较容易地纳入系统的控制器设计中，从而增强系统 的鲁棒性。此外，与其它鲁棒设计方法相比，SMC 还 具有响应快速、无需系统在线辨识、设计过程和物理 实现都比较简单等优点。在飞行器控制领域，许多学 者致力于研究 SMC 在可重复使用运载器、现代战斗机、 无人飞行器和柔性空间飞行器等不确定性较强系统的
基于自适应控制的飞行器整体飞行姿态控制设计
基于自适应控制的飞行器整体飞行姿态控制设计随着时代的发展和技术的进步，人们对于无人机及其控制系统的技术水平和精度要求越来越高。
其中，整体飞行姿态控制是无人机控制系统中最为核心的部分之一，也是最为关键的因素之一。
因此，如何设计基于自适应控制的飞行器整体飞行姿态控制系统成为了当前研究的热点之一。
本文将对这一主题展开深入的探讨。
一、整体飞行姿态控制的概念和意义整体飞行姿态控制是指无人机在飞行过程中，需要对其整体姿态进行调整，以保证无人机能够保持平稳的飞行状态。
这种姿态调整需要对无人机的姿态角进行控制，这些姿态角包括滚转角、俯仰角和偏航角等。
当无人机受到外部干扰或者自身惯性导致的摆动时，整体飞行姿态控制系统需要能够及时检测这些姿态角的改变，并且对其进行调整，保持无人机的飞行稳定。
整体飞行姿态控制的意义在于，保障了无人机的飞行安全和可靠性。
在航空、军事、海上救援等领域，无人机作为一种可控的飞行器设备，其飞行姿态控制的精度和效率直接影响着无人机的工作效果和任务完成率。
因此，一个稳定可靠的整体飞行姿态控制系统，对于无人机的性能、操作手感和整体效能都有着极为重要的意义。
二、自适应控制的原理和优势在整体飞行姿态控制系统的设计中，自适应控制技术是一种广泛应用的技术手段。
自适应控制技术是通过对控制系统所处环境和系统状态进行实时监测和分析，并对其进行适应性调节，以达到最优控制效果的一种控制技术。
自适应控制技术具有一些优势，比如可以实现更加精确和灵活的控制，对于不明确、多变或未知的控制环境下仍能有效地进行控制。
在无人机的整体飞行姿态控制系统中，自适应控制技术可以通过对无人机各项参数和状态的实时监测和分析，根据实时的控制需要进行动态调整，实现更加精准的控制效果。
三、基于自适应控制技术的整体飞行姿态控制系统设计基于自适应控制技术的整体飞行姿态控制系统设计，需要考虑到无人机的各项参数和状态的控制和调整。
具体来说，可以分为以下几个步骤：1、系统建模对无人机和控制系统进行建模，将其简化为各种传递函数和状态空间模型，确定控制系统的输入输出关系。
卫星姿态控制
(6.14a)
U (1 h)1或 sgn(UU ) 0 (6.14b) U 1或 sgn(UU ) 0
系统框图见图6.10。图中k为微分系数，θ c为给定 的姿态角。
当θ c=0时，系统由初始条件逐渐向里收敛，最后停留在 一个稳定振荡上面，即为极限环(见图6.11)。显然该控 制系统也是稳定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取决于 超前网络参数k的大小。过渡过程的最大角度超调发生在 点“2”处，从分析式(6.12)得知，发生在处，其大小可 以表示为
对于一般的n维控制任务，由上述分析方法可以证明 以下结论：
(1)n维任务的最小结构要求推力器数目m为
m=n+1
(2)n 维任务如果要求冗余度为 R ，则最小冗余结构 的推力器数目m为
m=n+1+2R
6.3.2 推力器系统的操作 航天器推力器系统的正确操作包含许多方面的正确 选择。其中有： (1)任务字 (2)指令矢量 (3)档次字 (4)推力器组合 (5)组合体
最小冗余结构可用作图法确定。以图6.17所示的二 维控制任务为例，图6.18为各种推力器配置方案的推力 矢量图。图中的每一个矢量代表配置的一个推力器的推 力矢量或力矩矢量。
过矢量的交点作任一直线aa’，把二维控制平面分为 两半。如果每一个半平面内至少含i个推力或力矩矢量，则 系统有冗余度R=I-1。依此方法可以判定，图6.18所示中由 左至右4种推力器配置方案的冗余度分别为R=1，l，2，2。
从该理想化的极限环工作状态可知，在死区负极限 ( R )和正极限( R )之间存在一个常值角速度 R ，见 式(6.18)。尽量减小这个常值角速度有利于节省工质消耗 量。 若推力器的推力为F，相对航天器质心的力臂为l，比 冲(比推力)为 I sp ，推力器的最小脉宽为△t，则容易证 明航天器继电控制的理想平均工质消耗量为
第四章航天器的姿态动力学与控制
11.3.6 姿态敏感器
姿态就是航天器在空间的方位，而姿态敏感器用来测量航天器 本体坐标系相对于某个基准坐标系的相对角位置和角速度，以确 定航天器的姿态。要完全确定一个航天器的姿态，需要3个轴的角 度信息。由于从一个方位基准最多只能得到两个轴的角度信息 （俯仰和偏航），为此要确定航天器的三轴姿态至少要有两个方 位基准。姿态敏感器按不同的基准方位，可分为下列5类：1、以 地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器；2、以天体为基 准方位：太阳敏感器，星敏感器；3、以惯性空间为基准方位：陀 螺，加速度计；4、以地面站为基准方位：射频敏感器；5、其 他：例如磁强计（以地磁场为基准方位），陆标敏感器（以地貌 为基准方位）。
单轴
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统 具有多方面的优点。
1、飞轮可以给出较精确的连续变化的控制力矩，可以进行线性控 制，而喷气推力器只能作非线性开关控制。因此飞轮的控制精度一 般比喷气推力器的高一个数量级，而且姿态误差速率也比喷气控制 小。
2、飞轮所需要的能源是电能，可以不断通过太阳能电池在轨得到补 充，因而适合于长寿命工作。喷气推力器需要消耗工质或燃料，在 轨无法补充，因此其使用寿命大大受限，基本上与航天器携带的工 质或燃料质量成正比，而且还有长期密封问题。
11.3.3 自旋稳定
自旋稳定的原理：是利用航天器绕自旋轴旋转所获得的陀螺定轴 性，使航天器的自旋轴方向在惯性空间定向。它的主要优点首先是为 航天器获得规则的姿态运动提供了一种简单的手段。自旋卫星利用非 常简单的仪器便可提供姿态信息，而且因为运载工具通常是以自旋方 式入轨的，所以航天器很容易达到完全无源的惯性定向，并且有一定 的精度。其次，由于自旋运动具有比较大的动量矩，因此航天器抵抗 外干扰的能力很强，因为当自旋航天器受到恒定干扰力矩作用时，其 自旋轴是以速度漂移，而不是以加速度漂移。加之自旋稳定能使航天 器发动机的推力偏心影响减至最小，因此自旋稳定方式在航天器，特 别是在早期发射的航天器中得到了广泛的应用。
勇做创新发展先锋 助力航天强国建设——记航天一院十二所姿控组
时政热点独家策划21Enterprise Civilization2022年第9期中国航天科技集团有限公司第一研究院第十二研究所姿态控制系统研究与设计工程组（以下简称：姿控组）成立于1958年4月，与祖国的发展相生相伴，它参与了中国航天事业所有的重大建设任务，圆满完成了以“两弹一星”“载人航天工程”“探月工程”“探火工程”为代表的导弹武器和运载火箭控制系统研制任务。
伴随着中国航天60多年的发展，姿控组取得了一个又一个成就与突破，助力我国航天控制技术实现与世界先进水平的跟跑、并跑、领跑的跨域式发展。
聚焦主责主业，确保任务取得圆满成功在重大工程飞行任务中，姿控系统扮演着航天运载器的神经中枢，是确保飞行安全、决定飞行成功的基础。
60多年来，姿控组秉持“传承、协作、稳定、创新”的班组文化理念，聚焦航天强国主责主业，敢于突破、勇于创新，实现了姿控专业五次重大跨越。
一是1059研制成功，实现了中国航天零突破，解决了大型运载器刚体、弹性、晃动稳定控制问题；二是姿控系统首次应用“数字式姿态控制系统设计及验证技术”，实现了从模拟式控制到数字式控制的跨代转变；三是首创“运载火箭系统级高可靠冗余控制技术”，解决了多源信息融合与控制重构问题，为“载人航天”“探月工程”等国家重大任务提供了有力保障；四是首次提出并应用“出水大姿态和低空分离稳定控制技术”，实现了静基座平台到动机座平台的应用跨越；五是首次成功应用联合摇摆控制、过载反馈控制等技术，助力新一代运载火箭首飞圆满成功。
近年来，姿控组首次完成了运载火箭垂直回收制导控制技术试验验证，填补了国内该领域的技术空白；突破了海上发射姿控系统的多项关键技术，为“一带一路”沿线国家提供更好的航天商业发射服务；圆满完成“天问一号”火星探测器发射任务，书写了中国航天的“新高度、新速度、新精度”，实现了中国航天60年来首次冲出地球束缚；圆满完成“嫦娥五号”月球探测器发射任务，开启我国首次地外天体采样返回之旅；圆满完成空间站关键技术验证阶段的核心舱、货运舱及飞船舱发射任务，顺利进入空间站全面建造阶段。
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Ｊｕｎ ｌ ｆＳ ｌ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏｏｙ ｏ ｒａ ｏｉ Ｒｏ ｋ ｔ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｄ Ｔ
小 型 固体 运 载 器 一级 飞行 段 姿态 控 制 方 案研 究①
孙 平， 刘 昆
４ ０７ ） １０ ３ （ 国防科技大学 航天与材料工程学 院， 长沙
Ａｔ ｏ ｐ ｒ ｃ ｆ ｇ ｔａ ｔｔ ｄ ｏ ｔ ｏ ｔ ａ ｅ ｙ ｍ ｓ ｈｅ ｉ ｉ ｈ ｔｉｕ ｅ ｃ ｎ ｒ ｌｓ ｒ ｔ ｇ ｌ ｆ ｒ ａ ｓ ａ ｌｓ ｌ ａ ｎ ｈ ｒ ０ ｍ ｌ ｏｉ ｌｕ ｃ ｅ ｄ
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５， 。 满足 总体 方 案要 求 。 关键 词 ： 、 固体 运 载 器 ； 性 ； ｄ型 挠 滑模 观 测 器 ； 演控 制 ； ｏｔ Ｃ ｒ 反 Ｍ ｎｒ ａｌ 真 ｏ仿
中 图 分类 号 ：４ ８ １ Ｖ ４ ．
文献 标 识 码 ： Ａ
文章 编 号 ：０ ６２ ９ （０ ０ ０ －２２０ １０ —７３ ２ １ ）２０ ４ －５
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｔ ｉ ａ ｅ ｅ ｃ ｂ ｓｔ ｅ ｃ ｎｒ ｌ ｈ ｌ ｎ ｅ ｈ ｃ ｙａ ｎ ｖ ｌ ｍａｌ ｏ ｉ ｕ ｃ ｅ ｏ ｆｏ ｔ ｄｗｉ ．Ｔ ｅ ａｍｏ ｐ ｅ ． ｓ ｒ ｃ ： ｈ ｓｐ ｐ ｒｄ ｓ ｒ ｅ ｏ ｔ ａｌ ｇ ｓｗ ｉ ｈ ｂ ｏ ｅ ｌ ｓ ｌ ｌ ｎ ｈ ｒｉ ｃ ｎｒ ｎ ｅ ｔ ｈ ｔ ｓ ｈ ｒ ｉ ｈ ｏｃ ｅ ｓ ｄａ ｓ ｈ
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摘 要 ： 降 低 结 构 质 量 、 高运 载 能 力 ， 小型 固体 运 载 器 采 用 复 合材 料 箭 体 结构 设 计 方 案 和 静 不稳 定 气动 设 计 方 案 ， 为 提 某
运载器具有较 大的挠性 ， 一级飞行过程 中， 由于稠 密大 气的影 响 ， 结构和控制耦 合现 象明显 ， 对控 制 系统设计提 出 巨大挑 战； 同时， 控制 系统还 面临发动机结构 引起 的干扰 、 风干扰、 质量质心时 变特性以及气动参数 不确 定性等 问题。针 对这 些问 题， 设计 了带有主动振动补偿和漂移控制 的 Ｂ ｃ ｓ ｐ ｉｇ ａｋｔ ｐ 控制 器， ｅ ｎ 通过滑模观测器估计低频 弹性振动的影 响， 并给予补偿 ， 采用反 演控 制技 术设计 非线性鲁棒控制器 ， 以适应 系统 中存在 的较 强的不确 定性 ， 确保在一 级飞行过程 中的全局渐进稳 定， 提供可选择的漂移控制通道 ， 修正 由于风 干扰 引起 的横 向、 法向漂移 。通过 运载 器飞行 仿真环境验 证 了控制 器性能 。 Ｍ ｎｒ ａｌ ｏｔ Ｃ ｒ ｏ仿真结果表 明 ， 在各种干扰影响下 ， 所设计的非线性鲁棒控 制器的姿 态跟踪误差 不超过 ２ ， ｏ 控制舵偏 角不超 过