一种微型航天器姿态控制系统建模与分析

从航天器微小型化的角度出发，提出了仅利用两个飞轮进行航天器姿态控制的飞轮配置方案。该方案还可以对高速旋转的飞轮所储存的能量进行管理，不需要磁力矩器等额外的卸载装置，从而简化了飞轮姿态控制系统的结构。详细描述了系统的结构和工作原理，推导了航天器姿态控制系统的非线性动力学模型，分析了影响航天器姿态机动性能的主要因素，并通过仿真验证了这种配置方案的有效性。     

采用变惯量飞轮的航天器自适应姿态控制

变惯量飞轮(VIW)是一种新的航天器姿态控制执行机构。它不仅可以通过改变飞轮转速来提供控制力矩,还可以通过改变飞轮的转动惯量来实现这一目的。研究利用VIW的航天器自适应姿态跟踪控制问题。建立了以VIW为姿态控制执行机构的航天器姿态动力学模型,并设计了全局渐近稳定的自适应姿态跟踪控制律。该控制律可在航天器惯量参数未知的情况下准确跟踪给定姿态,并同时估计系统的惯量参数。在VIW的操纵律中,以VIW的转速为权重依据来分配VIW的两种模式的控制力矩,以使VIW的惯量模式输出较大的控制力矩并有效降低飞轮转速。数值仿真结果验证了系统的有效性。     

采用太阳电池阵和储能飞轮的电源系统设计与分析

飞轮储能装置具有比能量高、寿命长、任务期内无衰减等优点,可替代航天器中传统的化学储能装置。为论证太阳电池阵-储能飞轮电源系统的可行性,本文从航天器总体设计的角度分析了其关键设计要素,论述了其对航天器机、电、热等方面的影响,并给出提高系统可行性的合理化建议,以及针对低轨卫星的太阳电池阵-储能飞轮电源系统的设计举例。通过与传统电源系统的技术指标对比分析,表明太阳电池阵-储能飞轮电源系统具有较高的比功率,并在降低航天器质量、节约发射成本方面具有很大优势,在未来航天器的应用中具有很大的潜力。     

采用变速控制力矩陀螺的一种姿态/能量一体化控制研究

本文研究采用变速控制力矩陀螺（VSCMG）的航天器姿态／能量一体化控制技术。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局稳定的姿态反馈控制律。以控制力矩陀螺群的构型奇异量度为依据，分别考虑了VSCMG的控制力矩陀螺（CMG）工作模式和反作用飞轮（RW）工作模式。在陀螺群接近奇异时启用转子的反作用飞轮工作模式来补偿控制力矩陀螺采用鲁棒伪逆操纵律时所引起的力矩误差；在陀螺群远离奇异状态时，用控制力矩陀螺来补偿转子储能带来的干扰力矩。在姿态控制的同时利用转子的变速特性，完成按照给定的功率存储／释放能量，并在陀螺群远离奇异状态时对储能过程中转子的转速进行调节，以保持良好地动量包络外形。最后以某航天器的姿态控制为例，给出了数值仿真结果。     

欠驱动航天器飞轮控制方法

针对应用任意剪刀对构型飞轮群的欠驱动刚体航天器姿态控制问题,将飞轮群与航天器看作整体系统进行建模,从整体系统可控性角度分析采用传统模型进行控制系统设计存在的局限性。随后通过对飞轮群角动量集合描述,得出航天器姿态可机动集合。由于飞轮群构型的任意性及航天器的欠驱动特性,导致具有初始角动量的整体系统难以针对系统状态方程采用Lyapunov函数方法进行状态反馈控制器设计,同时为了保证存在外扰动力矩的航天器姿态机动精度,采用非线性预测控制方法实现系统的反馈控制。所提控制算法实现了任意飞轮群剪刀对构型、飞轮群角动量非饱和条件下,任意系统初始角动量欠驱动航天器在姿态可机动集合中的机动控制。仿真结果表明,系统具有良好的控制性能及精度。     

欠驱动挠性航天器的全姿态控制

考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋＋飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是：首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋＋飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。     

欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划粒子群算法

研究欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划问题。众所周知航天器利用三个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位，当其中一轮失效，航天器动力学方程表现为不可控。在系统角动量为零的情况下，系统的姿态控制问题可转化为无漂移系统的运动规划问题。基于粒子群优化技术设计了欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划算法。通过数值仿真，并和遗传算法进行了比较，结果表明该方法对欠驱动航天器姿态运动规划是有效的。     

基于联合飞轮和磁力矩器的航天器姿态控制算法研究

研究了航天器姿态控制过程中,在姿态捕获阶段单独使用磁力矩器对航天器进行粗定向,在姿态调整阶段联合使用磁力矩器和反作用飞轮对航天器进行控制的问题。建立了反作用飞轮作为执行机构的姿态动力学模型。根据Lyapunov稳定性原理,设计了输入控制器和参数自适应律。将该算法应用于航天器姿态控制过程。仿真结果表明,该算法简单、有效、实用性强。     

采用VSCMGs的航天器IPACS设计的一种投影矩阵方法

研究以变速控制力矩陀螺群（VSCMGs）为执行机构的能量／姿态一体化控制系统（IPACS）中的操纵律设计问题。建立了带VSCMGs的刚性航天器的动力学方程，用Lyapunov方法设计了渐近稳定的姿态控制律；在对VSCMGs的动力学进行详细分析的基础上，用投影矩阵法设计了一种操纵律，该算法将姿态控制指令力矩分解成两个力矩分量之和，其中一个由陀螺模式提供，另一个由飞轮模式提供，从而使VSCMGs处于构型奇异时陀螺模式也处于工作状态，降低了飞轮模式的负荷；文中证明了IPACS所需的变速控制力矩陀螺（VSCMG）个数最少为3，并分析证明了所设计的算法可以有效地解决姿控／储能一体化设计中可能出现的奇异问题。仿真结果验证了所设计算法的可行性。     

反作用飞轮速率模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件，速率模式是反作用飞轮一种工作模式，提高飞轮速率模式控制系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。详细讨论了反作用飞轮系统的数学模型，在此基础上实现了反作用飞轮速率模式控制系统设计。实验飞轮运行结果表明，设计的反作用飞轮速率模式控制系统能够抑制飞轮内部干扰和噪声，精确复现速率指令。灵敏度分析证明飞轮系统具有较好的鲁棒性。     

磁悬浮飞轮与机械飞轮干扰特性的对比分析

针对飞轮在工作过程中对航天器姿态控制精度和稳定度所产生的不利影响,提出使用干扰模型来对比分析和研究磁悬浮飞轮与机械飞轮的干扰特性。通过建立飞轮系统的数学模型,得到机械飞轮与磁悬浮飞轮的平动及转动的干扰特性,比较和分析两种飞轮干扰特性的相同点和不同点,运用试验对分析结果进行验证。研究结果表明,高速转子的不平衡振动是产生飞轮干扰的主要原因,机械飞轮由于支承的固有特性使得干扰的频率成分相对比较复杂,采用磁轴承使得高速转子与支承之间具有一定的间隙存在,所以转子的陀螺效应表现得更为明显,当飞轮转速达到转子系统反向涡动频率时会产生较大干扰。     

反作用飞轮力矩模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件，提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型，并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性，在此基础上进行了反馈补偿控制的设计。理论分析证明，应用反馈补偿控制的飞轮系统能够精确复现力矩输出指令。运行结果表明，在复现力矩输出指令精度方面，应用反馈补偿控制的飞轮系统优于电磁力矩控制的飞轮系统。特别在克服过零力矩干扰上，应用反馈补偿控制的飞轮系统具有较高的性能。     

执行机构故障的航天器姿态容错控制

针对航天器执行机构(飞轮)故障的姿态控制问题,基于线性变参数(LPV)系统设计鲁棒变增益PID容错控制。考虑转动惯量随时间变化和执行机构乘性故障,将航天器姿态动力学转化为不确定LPV系统。设计控制器时,利用仿射二次稳定的方法降低控制算法的保守性,引入保性能控制保证系统的鲁棒性。仿真结果表明,控制方法是有效的。     

大挠性航天器的模糊模型预测控制

针对带有大型挠性附件的航天器姿态控制系统，将自适应模糊控制和模型预测控制相结合，设计了大挠性航天器的模糊模型预测姿态控制策略。基于大挠性航天器的动力学模型，采用泰勒展开设计出了非线性模型预测控制律，避免了预测控制在线优化过程中繁琐的计算，有效降低了计算复杂度。针对大挠性附件振动导致的不确定性扰动对姿态控制的影响，使用自适应模糊控制来逼近不确定扰动。基于Lyapunov理论证明了控制系统的稳定性，并推导了模糊参数的自适应律。仿真结果表明所设计的控制策略对大挠性附件振动有很好的抑制作用，可以控制姿态角对期望值实现快速跟踪，具有较好的控制特性。     

斜装偏置动量三轴姿态控制

1.引言随着高精度、长寿命、大功率应用卫星的迅速发展,目前越来越多地采用飞轮来进行姿态控制。飞轮作为姿态控制的执行机构,目前在技术上最成熟,结构上最简单的,要算反作用轮和动量轮,由这两种飞轮可以组成下列三种类型:     

卫星飞轮产品和技术的商业化发展

介绍了惯性器件飞轮在卫星姿态控制系统中的作用，原理和分类，分析了各类飞轮产品的特点及适用范围，说明了飞轮在中国的发展情况，列出了部分飞轮产品的性能指标，并探讨了中国飞轮技术和产品的商业化发展问题。     

反作用飞轮速率模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件,速率模式是反作用飞轮一种工作模式,提高飞轮速率模式控制系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义.详细讨论了反作用飞轮系统的数学模型,在此基础上实现了反作用飞轮速率模式控制系统设计.实验飞轮运行结果表明,设计的反作用飞轮速率模式控制系统能够抑制飞轮内部干扰和噪声,精确复现速率指令.灵敏度分析证明飞轮系统具有较好的鲁棒性.     

受控航天器的通用仿真框架

为满足航天器姿态控制系统仿真的需要 ,利用面向对象建模方法 ,设计了受控航天器的通用仿真框架。在该框架中 ,航天器、姿态表示、控制律、执行机构作为独立的对象建模 ,可以支持不同仿真背景、不同粒度下的仿真要求。利用该框架建立的飞船姿态控制系统仿真模型 ,验证了该框架的有效性     

知识资料窗

知识资料窗航天器控制系统航天器控制系统就是控制航天器轨道和姿态的整套设备。航天器控制包括姿态控制和轨道控制。早期的人造地球卫星大多采用自旋稳定和重力梯度稳定的被动姿态控制方法。后来逐步演变到采用既有姿态控制能力又有轨道控制能力的控制系统。姿态控制已由...     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境，进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制／动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制／动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制／动量管理系统实物仿真，检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。