挠性卫星快速机动复合控制

文章给出了挠性卫星快速机动复合控制方法,包括前馈和反馈控制。反馈控制消除姿态误差,使得本体完成姿态机动目标;前馈控制柔化和优化参考输入,规避挠性振动。反馈控制采用经典PD控制,而前馈控制采用正弦优化控制。正弦优化控制通过优化正弦序列系数,能同时抑制大量挠性振动（包括低阶和高阶模态）。最后,文章对该复合控制方法进行了数学仿真,结果表明：在动力学不确定性和外界干扰存在的情况下,该方法仍能有效完成姿态快速机动,同时抑制最后的残余振动达到合理的水平。     

挠性卫星姿态快速机动控制

挠性卫星在快速机动中既要满足快速性要求, 又要抑制挠性附件产生的振动。文章提出了一种基于非约束模态方程的方波序列控制方法, 并给出了最小机动时间的方波规划方法。该方法不仅保证机动后无余振, 而且满足最快机动的要求; 此外, 由于控制输出为方波, 因而适合卫星的喷气推力器控制模式和飞轮控制模式, 最后通过数字仿真验证了方波序列控制的有效性。     

基于特征模型的挠性航天器姿态快速机动研究

刚体卫星的大角度姿态机动可以用常规的四元数反馈控制,当挠性帆板的振动和中心刚体的耦合系数很大时,大角度快速机动后姿态的稳定度较差．结合特征建模理论,设计一种卫星大角度机动的黄金分割控制算法,对三轴带挠性帆板的航天器姿态机动进行仿真,仿真结果表明,机动完成后的控制精度比四元数反馈控制方法的精度高一个数量级以上。     

一种航天器姿态快速机动及稳定控制方法

针对具有挠性太阳翼板和包括测量噪声、力矩噪声等系统噪声在内的复杂卫星对象,基于特征模型的自适应控制方法,结合多变量跟踪维持控制、逻辑积分控制、逻辑微分控制,设计卫星快速机动快速稳定控制器;进行了实例仿真,仿真结果表明提出的控制方法能够保证卫星高精度的快速机动和稳定控制能力。     

挠性卫星轨控期间动力学与姿态控制

卫星轨道控制期间,轨道控制推力会激振挠性太阳帆板,从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性,设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响,验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。     

Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制

针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。     

单轴台的大角度姿态快速机动联合控制方法

为验证小卫星大角度姿态快速机动与高精度稳定控制能力,基于单轴气浮台硬件仿真环境,提出了一种利用推力器与飞轮组合的联合控制策略.采用相平面控制技术与有限时间控制理论设计控制器,利用推力器实现无超调的快速机动控制,利用飞轮实现有限时间内的高精度稳定控制,使单轴台在有限时间内快速高精度稳定于目标姿态.物理仿真结果表明:该方法在有限时间内完成单轴台快速稳定控制的同时,可有效避免机动过程中的超调现象,且能有效规避推力器的频繁开关与飞轮的过快饱和等问题.     

转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

基于一次性微冲量推力器阵列的卫星低频 振动抑制与控制

为了解决挠性卫星受扰后的主动振动控制问题,提出将一次性微冲量推力器阵列（DMITA）作为控制执行器安装在卫星太阳帆板上,其具有体积小、成本低、功耗低的特点.介绍一次性微冲量推力器主动振动控制系统（DMITAVCS）的初步应用方案,用混合坐标法推导装有DMITAVCS的挠性卫星姿态动力学方程,并给出能量最优的DMITA位置配置准则.数值仿真结果表明DMITAVCS能够快速抑制挠性卫星受扰后姿态和帆板的振动,主要得益于安装在帆板上的一次性微冲量推力器阵列（DMITA）能够产生较大的姿态驱动力臂.     

挠性卫星自适应姿态跟踪控制

具有较强变轨或姿态机动能力的卫星,在轨运行过程中其质量特性随着液体燃料的消耗而不断变化,卫星的惯量特性也随之变化,使卫星质量参数呈现不确知的特性。如何在惯量矩阵未知情况下实现挠性卫星的姿态跟踪控制是研究的重点。考虑目标姿态角速度可以时变的一般情形,设计了基于误差四元数的自适应姿态跟踪控制律,给出了稳定性证明。数学仿真结果表明该控制律能够在卫星转动惯量未知情况下,保证卫星本体姿态和跟踪目标姿态。     

基于特征模型的挠性充液卫星姿态控制

采用一种改进的基于特征模型的黄金分割自适应控制方法来解决带有挠性附件和液体晃动的大型卫星远地点机动时的姿态控制问题.根据卫星动力学方程推导特征模型,以动力学特点引入角速度信息构建一种改进的黄金分割自适应控制方法,通过数值仿真加以验证.仿真结果表明,该方法相比传统PID控制,能在不增大控制能量消耗的前提下改善系统控制性能.     

“实践五号”卫星星务管理系统

中国在“实践五号” (SJ- 5)卫星上首次应用并通过考验的星务管理系统 ,是实现卫星运行管理、自主控制、信息传送以及星地大回路操作的综合自动化系统。它是由计算机网络来协调、控制星上各种功能部件的相互联系 ,完成包括信息流、动作流、能量流的动态作业所形成的一种星载柔性服务系统。它具备有如下主要技术创新点 :构成整星多级控制 ;引入内嵌式管理执行单元 ;星上现场网络技术 ;构造硬件和软件的封装技术 ;利用商用实时多任务操作系统 ;兼容型分包遥测技术 ;复合型遥控和遥操作实现技术 ;信息多路径的冗余备份和系统重构技术 ;测试床技术 ;分级整体辐射加固技术。星务系统的应用既提高了整星自治能力 ,自动化和智能化水平 ,又分散了整星失误风险。从而 ,提高了整星级可靠性和运行功能的有效性。     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

基于机动力模型的GEO卫星恢复期间定轨

北斗卫星导航系统(BDS)中GEO卫星频繁的轨道机动对高精度、实时不间断的导 航服务需求提出了更高要求, 如何在短弧跟踪条件下提高GEO卫星轨道快速 恢复能力, 是提升导航系统服务精度的关键因素. 针对该问题, 本文提出了基 于机动力模型的动力学定轨方法, 尝试利用高精度的C波段转发式测距数据, 辅 以机动期间的遥测遥控信息建立机动力模型, 联合轨控前后的观测数据进行动 力学长弧定轨. 利用BDS中GEO卫星实测数据进行了定轨试验与分析, 结果表明, 恢复期间需要采用解算机动推力的定轨方法, 联合机动前、机动期间和机 动后4h数据定轨的轨道位置精度在20m量级, 径向精度优于2.5m. 该方 法克服了短弧跟踪条件下动力学法定轨和单点定位中的诸多问题, 提供了解决 GEO卫星机动后轨道快速恢复问题的技术方法.      

基于冲量变轨原理的地球同步卫星有限推力变轨策略

  推力有限时,地球同步轨道卫星在远地点变轨的弧段很长,会导致较多的燃料消耗。基于冲量变轨原理,研究了地球同步轨道卫星远地点有限推力多次变轨问题,提出了具有星下点约束的最省燃料变轨方案,给出了每次变轨的推力方向和点火起止时刻及最优中间过渡轨道。仿真结果验证了该方案的有效性。     

Orbit determination and prediction of GEO satellite of BeiDou during repositioning maneuver

In order to establish a continuous GEO satellite orbit during repositioning maneuvers, a suitable maneuver force model has been established associated with an optimal orbit determination method and strategy. A continuous increasing acceleration is established by constructing a constant force that is equivalent to the pulse force, with the mass of the satellite decreasing throughout maneuver. This acceleration can be added to other accelerations, such as solar radiation, to obtain the continuous acceleration of the satellite. The orbit determination method and strategy are illuminated, with subsequent assessment of the orbit being determined and predicted accordingly. The orbit of the GEO satellite during repositioning maneuver can be determined and predicted by using C-Band pseudo-range observations of the BeiDou GEO satellite with COSPAR ID 2010-001A in 2011 and 2012. The results indicate that observations before maneuver do affect orbit determination and prediction, and should therefore be selected appropriately. A more precise orbit and prediction can be obtained compared to common short arc methods when observations starting 1 day prior the maneuver and 2 h after the maneuver are adopted in POD (Precise Orbit Determination). The achieved URE (User Range Error) under non-consideration of satellite clock errors is better than 2 m within the first 2 h after maneuver, and less than 3 m for further 2 h of orbit prediction.     

卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制

空间科学观测、态势感知、对地遥感、操控服务等应用对卫星提出了高精度、高稳定度、平稳柔顺大角度姿态机动的需求。采用欧拉角形式,对时变、非线性卫星姿态动力学系统进行了分析与建模,将每一个测控周期视为一个姿态机动过程。基于动力学系统受控运动的规律,在每一个姿态跟踪机动过程中,预测姿态偏差,通过卫星姿态演化的反演得到控制指令。以三角函数为基础,设计了一种卫星姿态大角度机动的运动轨迹规划方法。本文所述的轨迹规划及控制方法具有轨迹跟踪精度高、稳定性好,跟踪和机动过程平稳柔顺的特点。数学仿真验证了该方法的可行性和有效性。 关键词：轨迹规划; 模型预测与反演控制; 卫星姿态; 大角度机动