考虑太阳帆板指向的编队卫星相对姿态跟踪控制

编队飞行一种应用是受控卫星对目标卫星跟飞或者绕飞,有效载荷指向目标卫星以执行各种任务。研究了太阳帆板固定的卫星姿态控制,在保证有效载荷始终指向目标卫星的前提下,使得太阳帆板尽可能朝向太阳。给出了太阳帆板法线与太阳光夹角最小的几何条件。采用四元数状态反馈的控制律实现了姿态跟踪,仿真结果检验了控制律有效性及太阳帆板朝向太阳的效果。     

帆板驱动影响下的卫星姿态高精度高稳定度控制

受步进电机驱动作用,太阳帆板对日定向时卫星姿态受到影响。本文针对帆板驱动不平稳引起的同卫星姿态耦合干扰,提出了一种卫星姿态稳定和太阳帆板对日定向的复合控制方法。卫星姿态稳定采用自抗扰控制器,以估计补偿由帆板驱动和系统不确定性引起的干扰,并在此基础上,设计了步进电机自适应电流补偿驱动器,以克服帆板驱动机构摩擦力矩和谐波力矩影响。仿真结果表明,该方法能大大提高卫星姿态控制精度和稳定度,同时还改善了帆板对日定向的精度。
     

绳网拖曳带帆板失效卫星的波动控制

针对带有柔性太阳帆板的失效卫星，提出了一种基于波动控制理论的控制方法，同时实现了绳网拖曳过程中稳定碎片姿态与抑制帆板振动两个目标。首先，提出一种新的绳网简化结构，用Kane方法建立了动力学模型，使其能够在保证运算效率的同时具有更高的精度。然后，针对系统特性设计了波动控制策略，仅需要输入系绳张力的大小和方向，便能通过拖船位置的改变来消除失效卫星的自旋和帆板振动。最后，通过数值仿真验证了控制律的有效性。仿真结果表明，在控制律作用下的拖曳过程中，失效卫星的姿态能够快速稳定，同时帆板的振动也得到了良好的抑制。     

卫星太阳能帆板的撞击问题

本文研究卫星帆板展开过程中的撞击问题，用子结构方法和单向递推组集方法行到经铰坐标和柔性体模态坐标为系统广义坐标的撞击阶段柔性多体系统的动力学方程，由与撞击有关约束方程的Ｌａｇｒａｎｇｅ乘子导出撞击力的计算公式，计算了卫星帆板在撞击过程中撞击力的最大值和卫星姿态角速度的变化规律。计算结果表明，对柔性体之间的碰撞，卫星姿态角速度在变化过程中呈现上下波动的趋势。     

太阳同步轨道卫星的太阳帆板驱动律

研究了斜飞斜装太阳同步轨道卫星太阳帆板驱动律.通过坐标系变换,根据确定的太阳帆板开始驱动时刻及地球阴影区,基于MATLAB＼Simulink＼RTW软件的仿真数值设计法,设计了某斜飞斜装太阳同步轨道卫星的太阳帆板驱动律.结果表明:所设计的卫太阳帆板驱动律可满足工程需要.该法具一定的参考价值.     

带挠性帆板的太阳同步轨道卫星的姿态动力学模型

本文研究一颗带固定的对称挠性帆板的太阳同步极轨道三轴稳定卫星的姿态动力学问题。首先给出考虑太阳帆板挠性影响时,卫星姿态动力学方程的一般形式。然后,在计入太阳帆板弯曲振动和扭转振动的情况下,导出了经线性化处理后的姿态动力学模型,并给出了所忽略的非线性项的计算公式。最后得到便于分析和设计卫星姿态控制系统的解耦形式的无量纲姿态动力学方程。     

大型空间可展开结构热致振动研究

搭载高精度光学载荷的空间飞行器在进出地球阴影区时,飞行器上处于展开状态的太阳帆板因剧烈的温度变化会诱发振动问题。本文采用有限元法,首先对太阳帆板进行在轨进出阴影区瞬态温度求解;然后基于卫星-太阳帆板整体动力学模型,将时变温度场等效为时变热载荷加载到整星系统上,对整星系统的热致振动动力学响应进行了数值模拟。结果表明:处于地球同步轨道的卫星-帆板在进出阴影区时,太阳帆板的温度变化较大,温差最高达到200℃;时变热载荷导致帆板结构和卫星姿态发生明显的振动响应。该方法可以合理地预测大型空间可展开系统热扰动响应。     

某卫星挠性附件姿态动力学研究

根据导出的某有大型太阳帆板的挠性卫星数学模型,分析了模型中挠性振动对质心和姿态运动的影响,给出了卫星系统的动力学方程,并对帆板展开、卫星稳态运行的模型作工程化处理。分析和仿真结果表明：该方法能降低模型的复杂度,满足大型卫星的姿态指向精度和稳定度要求。     

含热诱发扰动的挠性卫星L_1自适应控制

为了揭示挠性帆板的热诱发运动机理及其对卫星本体姿态机动的影响,采用拉格朗日能量法建立了主刚体带挠性梁模型受到突加热流时系统的动力学模型,分析了帆板热诱发运动的特性。假设系统的模型参数未知,设计了L1自适应控制器,仅卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈量,将帆板热致振动和变形作为未建模动力学特性,实现卫星考虑帆板热扰动力矩的快速姿态机动控制。数值仿真结果表明,环境温度突然变化引起的帆板运动包括准静态变形和振动两部分,同时引起的姿态误差也包括常值偏差和姿态振动,所设计的控制器在系统考虑热引起的扰动时仍可以有效地实现卫星的快速姿态机动,且系统各阶挠性模态稳定,参数估计收敛。     

柔性空间飞行器的振动抑止控制

本文提出了一种带有柔性附件的卫星的振动主动抑止方法,给出了能抑止任意阶振动谐波的条件.作为举例,分析了太阳帆板的转动控制,在使帆板平稳旋转的同时,还使卫星姿态稳定无振.     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

同步卫星姿态控制系统稳定性分析

本文介绍苏联“萤光屏”系列地球同步卫星的姿态控制系统以及在稳态运行时姿态控制系统俯仰通道的稳定性分析,分析中考虑了太阳帆板的挠性。飞行实验表明,文中所介绍的方法在工程设计中是简单可行的。     

Variable structure control for satellite attitude stabilization in elliptic orbits using solar radiation pressure

The paper proposes the use of solar radiation pressure for satellite attitude control in elliptic orbits based on variable structure control. The system comprises of a satellite with two-oppositely placed solar flaps. Sliding mode control and terminal sliding mode control techniques have been adopted to develop nonlinear control laws for suitably rotating the control solar flaps to neutralize the adverse effect of eccentricity normally responsible for a considerable deterioration in the attitude control performance. The detailed numerical simulation of the governing nonlinear equation of the motion including the effects of various system parameters on the controller performance, establishes the feasibility of the proposed control strategy. The proposed controller is found to be robust against parameter uncertainties and external disturbances and thereby, the control strategy presented in the paper may be applicable to future satellite missions.     

三轴轮控小卫星大角度机动变结构控制研究

小卫星的三轴轮控姿态控制系统是具有耦合的非线性系统, 本文设计了一种解耦变结构控制律, 直接针对四个四元数变量设计滑态方程, 并进行了大角度机动仿真。结果表明: 此方法控制精度高, 不会产生奇异问题, 具有良好的鲁棒性, 且易于实现     

微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题，提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法，提高了控制精度，缩短了控制周期，并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型，然后给出其补偿控制时间设置方法，并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律，同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律，最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明，相较于传统的纯磁控方法，联合控制方法能够有效提高控制精度，大幅度缩短控制周期。     

挠性航天器姿态跟踪非线性PID控制技术研究

研究了挠性航天器姿态跟踪的非线性PID控制技术.基于误差四元数的动力学和运动学方程,运用Lyapunov稳定性理论设计了新型的航天器非线性PID控制器.控制器不仅具有非线性特点,而且比例参数具有时变的特性,能够根据误差的大小自行进行调整,因此比常规PID控制器具有更好的控制效果.另外,控制器可调参数少,计算简单,工程上易于实现,数学仿真证明了控制方法的有效性.     

FY-1C/D极轨气象卫星姿控分系统及其在轨运行

简要介绍了风云一号(FY-1)C，D极轨气象卫星姿态控制分系统的主要任务、技术指标和系统构成。给出了两星发射后动量轮、红外地平仪、太阳敏感器和三轴磁强计等的运行情况。卫星姿态在轨测试结果表明，FY-1C，D星的姿态稳定，满足甚至优于技术指标要求。最后概述了姿控分系统在可靠性、长寿命和稳定性等方面的技术进步。     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。