基于直接冗余的轮控系统故障诊断及优化配置

闭环控制系统中的故障检测与诊断是目前卫星控制工程上急需解决的问题之一。由于故障传播等原因的影响，闭环系统中某一执行机构故障会对其它正常执行机构输出造成影响，因此很容易产生误判。轮控系统是卫星控制系统长期轨道运行模式中的主要执行部件，由于不断作机械运动，难免发生故障，若不及时处理，会给飞行任务带来严重影响。文章介绍了一种基于直接冗余的飞轮故障检测与隔离方法，对于冗余配置轮控系统，每个飞轮的力矩控制信号是按照飞轮的配置结构对三轴所需控制力矩进行分配而得到的，因此当飞轮工作正常时，飞轮的输出(转速变化率)之间会存在一致性。一旦这种一致性被破坏，即说明某一个飞轮发生故障，就要对其进行隔离。这种方法不需要对每个飞轮的力矩控制信号进行积分，减小了计算量。仿真结果验证该方法能够实时检测渐变故障，且不受闭环系统故障传播的干扰。最后还从故障检测性能方面对轮控系统进行了优化配置分析。     

飞轮扰振特性及振动控制方法

航天器高精度稳定平台要求飞轮在工作转速范围内的干扰力尽可能低,因此需要对飞轮本身固有的扰振力进行有效抑制,一般对机械飞轮采用被动振动隔离方法,而对磁悬浮飞轮采用主动振动控制方法.分别介绍机械飞轮和磁悬浮飞轮的微振动特性,分析其扰振产生的原因,阐述振动隔离以及振动控制原理,并通过测试系统对现阶段振动抑制效果进行了说明.     

基于LightGBM的卫星飞轮温度预测

为保障卫星的正常在轨运行,地面系统需要对卫星运行状态进行监控预警,其中对卫星各系统的温度监控尤为重要.温度不仅直接反映卫星系统的健康状态,更会对系统器件的性能和寿命造成影响.飞轮作为卫星姿态控制系统的重要组件,其温度变化是识别姿态控制系统状态的重要信息.卫星飞轮温度的预测与预警对卫星在轨稳定运行具有重要意义.本文基于某在轨卫星遥测数据,结合空间环境数据,应用LightGBM机器学习框架研究建立梯度提升决策树模型,对卫星飞轮温度进行预测.经与实际遥测温度值进行对比验证,预测精度可以满足对卫星飞轮温度的监视需求.研究结果可应用于地面系统,对卫星姿态控制系统可能发生的温度异常进行预警,使地面运控人员能够提前规避风险,保障卫星的安全在轨运行.      

一种非偏置动量单飞轮加磁控制算法

为了提高飞轮控制可靠性,针对仅一个飞轮的非偏置动量三轴稳定控制问题,提出了飞轮不同安装方式下基于单飞轮和磁力矩器的稳定控制算法.仿真试验结果表明单个飞轮在XZ平面斜装时控制精度在0.3°左右,适合在纳星、皮星等微小卫星上应用,飞轮正装时仍可粗精度对地定向,适合多个飞轮故障情况下应用.     

微小卫星姿态控制系统半物理仿真设计及验证

针对利用反作用飞轮作为执行机构的微小卫星姿态控制系统,详细讨论了基于dSPACE实时仿真机、单轴气浮转台、星载计算机及陀螺和反作用飞轮实物的卫星姿态控制系统半物理仿真的方案设计;并利用该系统对仅用反作用飞轮的卫星姿态大角度机动控制模式进行了半物理仿真验证。仿真结果表明根据陀螺和反作用飞轮现有精度,设计的大角度姿态机动控制算法能够满足分系统技术要求,同时验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。     

卫星姿控用无铁心永磁无刷飞轮电机综述

取消了定子铁心的外转子永磁无刷直流飞轮电机,以其高效性、轻量化、转矩密度大、寿命长和无污染等优点被广泛应用于微小卫星姿态控制系统。依据磁场的形成原理对定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机进行了分类,主要包括径向磁场型和轴向磁场型。阐述了不同结构拓扑下定子无铁心永磁无刷直流电机的特征和关键技术,包括定子绕组、转子和永磁体、磁悬浮轴承技术、损耗与振动等。报告了定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机的研究进展,总结了定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机的效率、转矩等特性,讨论了该类无铁心永磁无刷直流飞轮电机的研究方向和发展趋势。     

全球卫星导航系统兼容性评估方法研究

目前,卫星导航系统兼容性评估方法主要是计算机仿真验证,难以复制真正的导航系统运行条件,改变任何一个参数都需要重新进行仿真,计算量和分析量很大,并存在较大误差。文章以卫星导航接收机为落脚点研究导航信号的兼容性。首先,根据干扰信号对全球导航卫星系统接收机捕获、载波跟踪、数据解调等的影响,推导了即时相关器输出的信号功率对噪声功率加干扰功率之比的模型,建立了基于频谱隔离系数的等效载噪比模型,利用相对较简单的等式就获得了干扰的一级评估;其次,具体分析了GPS C/A码自干扰时导航信号到达地面的功率、天线增益,以及星座功率增益等参数;最后,给出GPS C/A码自干扰时等效载噪比衰减的测试结果,在信号捕获时,多普勒频移为kHz的整数倍C/A码自干扰对所需GPS C/A码的等效载噪比衰减程度最大,达到9.6dBHz。该方法可以为中国新一代卫星导航系统信号设计提供参考。     

卫星反作用飞轮总线化驱动及可重构性

通过研究卫星反作用飞轮的总线化伺服驱动及其系统重构问题,构建了可靠的无刷直流电动机功率驱动主回路,研制了可以采样三相绕组电流的磁感应式传感器及泵生电压自动抑制电路。对普通的M/T测速算法进行了改进,并仅以两组相互备份的六个位置传感器完成了数字转速测量和换相控制。规划了现场总线协议,设计了总线式的全数字化飞轮力矩/速度双模式伺服驱动器的知识产权内核及系统级专用芯片,构造了冗余型可重构控制器,提出了多种重构方案以及相应的实现算法。在现场可编程门阵列工艺中最终实现了飞轮的片上伺服系统;测试结果表明,该系统在整个四象限区域内均具有良好的动态和静态运行性能。     

速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法

对速率模式飞轮姿态控制系统的能控性、稳定性和飞轮组合切换过程进行了研究,揭示了在飞轮组合切换过程中引起卫星姿态抖动的原因,提出了通过对残余角动量进行卸载并将卸载函数同时前馈到系统输入的方法,以保持卫星姿态的稳定度。从理论上证明了可引入残余角动量进行卸载,将卸载函数同时前馈到系统输入,并且不改变原系统的能控性和稳定性。给出了某卫星飞轮切换应用实例,说明了飞轮组合平稳切换方法的有效性。     

零动量轮卫星姿态控制系统研究

针对零动量轮卫星控制系统解耦和进动抑制问题,提出了一种新的进动抑制方案。分析了仅靠飞轮控制的零动量轮卫星系统的稳定性。将偏置动量轮卫星的进动和章动抑制原理引入零动量控制系统,并针对零动量轮卫星自身特性,对磁控制规律进行改进,解决了不解耦情况下零动量轮卫星的进动抑制问题。仿真结果验证了所提方案的可行性和有效性。     

Active vibration suppression for flexible satellites using a novel component synthesis method

This paper is devoted to developing a closed-loop vibration suppression controller for a satellite with large flexible appendages based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method. The dynamics model of a flexible satellite is firstly established by using the Newton–Euler methodology, and the dynamics model of the flywheel is also developed. A novel CSVS method is presented based on zero-vibration differentiator (ZVD), which can guarantee multi-order vibration suppression. Combined with the proposed CSVS method, traditional closed-loop controllers such as PD or sliding mode controllers can be applied to active vibration suppression. The stability of the proposed closed-loop CSVS controller is proved by the Lyapunov theory. Subsequently, the dynamic optimal control allocation algorithm is proposed for six flywheels, and a novel nonsingular fast terminal sliding mode controller is developed to obtain practical voltage control input for the flywheel drive control system. Finally, numerical simulations are carried out to validate the effectiveness of the proposed method.     

星载有效载荷自主探测管理方案设计与实现

星载有效载荷在轨探测时需要在多种模式之间不断进行切换, 以便获得探测器 的最优工作状态. 每种模式切换时需要对有效载荷28个电子学前端电路、中子 采集与处理电路、触发单元电路、高压供电机箱及载荷数管进行多种工作状态 参数的配置. 为有效开展有效载荷探测工作, 提高有效载荷探测模式转换的灵 活性及降低模式切换时参数配置的复杂度, 对星载有效载荷在轨自主探测管理 技术进行研究, 并对探测器有效载荷的工作模式进行分析, 给出由地面规划 专家和星上自主探测执行机构相结合的基于事件驱动的有效载荷自主探测方案 设计和软件实现情况, 同时对自主探测中的可靠性措施进行了分析, 实现探测 器全天候、全时段、灵巧探测的功能, 并减少了对地面遥控注入的依赖.      

基于扩张状态观测器的飞轮故障检测与恢复

飞轮是卫星姿态控制系统中的主要执行部件,实现其自主故障检测与恢复对于维持卫星正常姿态具有很重要的意义.在建立了精确飞轮开环系统模型的基础上,设计了二阶非线性连续扩张状态观测器ESO(Extended State Observer).将飞轮故障视为系统外扰,并假设其余外扰是小量可忽略,则利用此ESO不仅能实时得到飞轮开环系统的状态量,当飞轮发生故障时更能快速准确地估计出故障量.因而无需产生系统残差即可直接进行故障检测,同时根据故障量的大小对系统输入即驱动电压进行补偿,使飞轮转速仍能维持正常值,保证卫星姿态不受故障影响.数值仿真验证了此方法的有效性.      

大功率电推进电源处理单元技术

电推进作为一种先进的推进技术,其发射质量轻、比冲高,可以降低发射成本。高压电源是电源处理单元（PPU）的主要功率来源,是大功率、高效PPU设计的重点。新型电力电子技术的应用,将对未来地球同步轨道（GEO）通信卫星和深空探测的发展产生重要影响。本文以5kW等级PPU为研究对象,主要介绍大功率电推进技术的现状与发展,从电力电子的拓扑、器件和控制方法3个角度分析了大功率、高效PPU技术发展的特点与前景,为中国研制大功率PPU高压电源提供参考。      

DC-DC电力变换器设计与实现

DC-DC是将不可调的直流电压转变为可调或固定的直流电压,是一个用开关调节方式控制电能的变换电路,这种技术被广泛应用于各种开关电源、直流调速、燃料电池、太阳能供电和分布式电源系统中。上个世纪,随着功率开关器件的发展,变换器拓扑和变换技术已经取得了很大的成就,并且已经发展到一个相当高的水平。在DC-DC变换器的演化过程中,离不开各种直流变换技术,各种新技术的产生和发展很大程度上影响了变换器拓扑的演化。本课题的目的是设计一种DC-DC电力变换器,其可将一种直流电变换为另一种形式直流电,并利用MC9S08DZ60单片机对其进行控制,主要对电压、电流实现变换,它在可再生能源、电力系统、交通、航天航空、计算机和通讯、家用电器、国防军工、工业控制等领域有广泛的应用。     

双圈磁钢飞轮电机的设计及优化

反作用飞轮系统是卫星等航天器实现姿态调节的执行机构，目前国内卫星姿态调节用的飞轮电机是常规单层磁钢飞轮电机，根据该系统对飞轮电机的具体性能要求，在常规飞轮电机的基础上提出一种双圈磁钢结构的飞轮电机，以此改善常规飞轮电机气隙磁密波形及反电势波形质量不高、转矩波动和电机损耗大等问题。首先采用有限元软件对双圈磁钢飞轮电机进行结构设计，其次在双圈磁钢飞轮电机尺寸确定的情况下，对电机的磁极对数和极弧系数进行优化，由于双圈磁钢飞轮电机的磁钢产生的磁密在气隙中分布相比常规飞轮电机更加均匀，所以最后将其与常规飞轮电机进行定量对比，对比结果表明，双圈磁钢飞轮电机的气隙磁密波形质量比常规飞轮电机的气隙磁密波形质量更好，其转矩脉动更小，提高了反作用飞轮系统的控制精度和稳定性。同时双圈磁钢飞轮电机的电机损耗更小，增大了飞轮电机的运行效率。     

小型控制力矩陀螺扰动建模及性能指标分析

为实现遥感卫星的高精度指向能力,对遥感卫星星上常用执行机构控制力矩陀螺扰动及性能指标评定进行了研究。首先,充分考虑小型控制力矩陀螺的静动不平衡量以及框架轴的安装误差,根据动量定理和动量矩定理建立了完整的星载小型控制力矩陀螺的动力学模型,并对所建立模型的正确性进行了理论分析和仿真验证;其次,将含有扰动特性的小型控制力矩陀螺应用到星上,建立了整星动力学模型,并选用合适的框架伺服控制系统和转子伺服控制系统,完成整星的姿态稳定控制任务;最后,采用数值仿真的方式分析了陀螺转子静动不平衡因素以及框架角测量误差对星体姿态精度和稳定度带来的影响。结合任务要求,对小型控制力矩陀螺设计提出静动不平衡量等指标要求,以期使其满足星上光学有效载荷的成像要求。