MEMS固体微推力器阵列发展研究

固体微推力器阵列具备高精度、小冲量、高密度、可战备贮存快速组装等优点,非常适用于进行特殊任务的微/纳卫星、微/纳卫星编队飞行、快速响应卫星.简要介绍MEMS固体微推力器阵列的结构原理、特点以及应用范围,调研国内外MEMS固体微推力器阵列的发展状况.根据调研结果研究得出固体微推力器阵列的关键技术,结合国内外发展现状及相关关键技术提出今后的发展建议.     

基于区间算法的微小卫星微推力器阵列规模估计

摘要： 针对以固体微推力器阵列为执行机构的微小卫星初入轨姿态控制需求,研究固体微推力器阵列规模的估计方法.在设计了微推力器阵列单元调用规则和姿态控制律后,考虑微推力器阵列各单元冲量输出的不确定性,使用区间数表示微推力器单元的力矩输出,引入区间算法对初入轨的消旋和姿态捕获两个主要过程中微推力器单元的消耗情况进行计算.利用区间数的不相关性,改善区间计算过程,减小了由区间积分导致的区间扩张.仿真分析表明,提出的固体微推力器阵列规模估计方法可以给出预定入轨条件下的阵列规模需求,且其结果不依赖于微推力器单元力矩输出的概率特性.     

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.     

基于SiC MEMS阵列的高精度微纳卫星编队保持

随着微纳卫星的发展,对它的控制保持问题亟需解决。传统的推进技术因推力精细度和推力输出相对粗糙,很难满足高精度的要求,为此,提出了用SiC MEMS微推力器阵列来解决微纳卫星的编队保持问题。由于阵列具有与传统发动机不同的特性,一般的控制算法很难用于该控制任务,文章提出了利用瞬时脉冲控制策略来实现编队保持。仿真结果表明,阵列用于微纳卫星近距离编队保持的位置精度可达3mm,具有很高的应用价值。此外,为节省推力器,分析了单推力器装药量与控制器参数对能耗和精度的影响,结果表明当单推力器元冲量范围为8×10~(-6)~20×10~(-6) N·s时可以得到很好的控制效果,既能满足精度,又可以节约使用推力器。     

微小卫星轨道保持的混合切换控制方法

固体微推力器阵列作为一种新型推力装置用于微小卫星轨道保持具有精度高、无燃料泄漏、冲量可调等优点,但是微推力器推力不连续的特点,使得控制系统设计时与以往的连续系统有所不同。为了充分发挥微推力器高精度的特性,采用基于混合系统的切换控制思想,建立了微推力器混合切换系统控制模型。首先,根据固体微推力器的推力特点推导了卫星离散动力学模型;其次,以李雅普诺夫稳定性定律为基础,设计了混合系统脉冲切换控制律;最后,针对小卫星轨道控制进行了仿真验证。结果表明,基于混合系统建立的控制模型能准确反映微推力器的特点,轨道保持精度能达到0.2m,而且推力器消耗量满足卫星长时间在轨运行要求。     

一种基于大力矩飞轮的敏捷卫星路径规划的姿态机动控制方法

遥感卫星对姿态机动能力的快速性提出了更高的需求,提出一种路径规划控制方法及在线计算模型,利用大力矩飞轮作为执行机构提供控制力矩,通过大量测试得到修正角度的模型,从而使卫星具备高精度敏捷姿态机动能力.通过数学仿真结果说明了本方法的有效性.     

空间平台姿态联合控制律设计

空间平台发射有效载荷会对平台姿态产生很大的扰动,为快速消除扰动影响并使平台稳定,选取推力器与反作用飞轮进行姿态联合稳定控制,提出了基于推力器的极小时间控制律和基于反作用飞轮的滑模变结构控制律,前者用于快速抑制扰动,后者用于姿态精确稳定,并提出一种控制律切换方法.对空间动能发射后平台的姿态稳定过程进行数学仿真,结果表明,设计的姿态联合控制律能够快速抑制平台姿态扰动,最终消除挠性部件振动达到精确稳定.     

空间平台姿态联合控制律设计

空间平台发射有效载荷会对平台姿态产生很大的扰动,为快速消除扰动影响并使平台稳定,选取推力器与反作用飞轮进行姿态联合稳定控制,提出了基于推力器的极小时间控制律和基于反作用飞轮的滑模变结构控制律,前者用于快速抑制扰动,后者用于姿态精确稳定,并提出一种控制律切换方法.对空间动能发射后平台的姿态稳定过程进行数学仿真,结果表明,设计的姿态联合控制律能够快速抑制平台姿态扰动,最终消除挠性部件振动达到精确稳定.     

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.     

飞轮和控制力矩陀螺高速转子的涡动特性研究

执行机构的高速转子在旋转过程中所造成的高频抖动,将对卫星的姿态控制精度和稳定度造成一定的影响。通过建立飞轮和控制力矩陀螺高速转子的动力学模型,分析转子的涡动特性,并通过振动测试试验验证了相关的理论分析结果。     

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.      

Adaptive sliding mode fault-tolerant control for satellite attitude tracking system

In this paper, an adaptive modified sliding mode control approach is developed for attitude tracking of a nano-satellite with three magnetorquers and one reaction wheel. A sliding variable is chosen based on finite-time convergence of the nano-satellite attitude tracking error and avoiding the singularity of the control signal. The control gain of the proposed method is developed adaptively to reduce the tracking error and improve the closed-loop control performance. The sliding variable and adaptive parameter are also employed in the reaching phase of the control law to decrease the chattering phenomenon. In addition, the finite-time convergence of attitude variables in the presence of actuator faults, inertia uncertainty, and external disturbances is proved using the extended Lyapunov theorem. The simulations are conducted to evaluate the performance of the proposed method according to different evaluation criteria. Monte Carlo simulations are also used to survey the reliability of the system in the presence of the mentioned condition.     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

纯磁控微小卫星姿态控制研究

针对微小卫星速率阻尼、姿态捕获及三轴稳定的不同姿态控制模式,设计了采用纯磁控的控制律.首先以轨道坐标系为参考建立卫星模型,然后在卫星能量分析和Lyapunov稳定方法基础上,应用B-dot控制进行速率阻尼,给出了全局稳定能量控制来进行姿态捕获和三轴稳定控制的新方法,同时根据线性化的卫星模型,设计了常系数LQG控制律.仿真结果表明,B-dot可以有效地进行速率阻尼,能量控制策略适用于大角度姿态捕获和三轴稳定,稳定控制时LQG与能量控制相比具有更高的精度,但稳定度略差.      

Fault tolerant small satellite attitude control using adaptive non-singular terminal sliding mode

The Attitude Control System (ACS) plays a pivotal role in the whole performance of the spacecraft on the orbit; therefore, it is vitally important to design the control system with the performance of rapid response, high control precision and insensitive to external perturbations. In the first place, this paper proposes two adaptive nonlinear control algorithms based on the sliding mode control (SMC), which are designed for small satellite attitude control system. The nonlinear dynamics describing the attitude of small satellite is considered in a circle reference orbit, and the stability of the closed-loop system in the presence of external perturbations is investigated. Then, in order to account for accidental or degradation fault in satellite actuators, the fault-tolerant control schemes are presented. Hence, two adaptive fault-tolerant control laws (continuous sliding mode control and non-singular terminal sliding mode control) are developed by adopting the nonlinear analytical model to describe the system, which can guarantee global asymptotic convergence of the attitude control error with the existence of unknown external perturbations. The nonlinear hyperplane based Terminal sliding mode is introduced into the control law design; therefore, the system convergence performance improves and the control error is convergent in “finite time”. As a result, the study on the non-singular terminal sliding mode control is the emphasis and the continuous sliding mode control is used to compare with the non-singular terminal sliding mode control. Meanwhile, an adaptive fuzzy algorithm has been proposed to suppress the chattering phenomenon. Moreover, several numerical examples are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controllers by correcting for the external perturbations. Simulation results confirm that the suggested methodologies yield high control precision in control. In addition, actuator degradation, actuator stuck and actuator failure for a period of time are simulated to demonstrate the fault recovery capability of the fault tolerant controllers. The numerical results clearly demonstrate the good performance of the adaptive non-singular terminal control in the event of actuator fault compare with the continuous sliding mode control.     

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。     

升力式再入飞行器体襟翼姿态控制方法

针对升力式再入飞行器体襟翼控制三通道时的非最小相位问题,设计了一种姿态输出跟踪控制方法。选择合理的局部微分同胚,将姿态输入-输出模型转换为正则形式并得到内动态。通过对内动态进行稳定性分析并提出系统非最小相位特性的判据,采用此判据可判定当存在副翼反效时该输出跟踪控制问题为非最小相位控制问题。针对该问题,首先依据内动态与外部动态的线性相关度将正则模型分解为最小相位子系统(纵向通道)和非最小相位子系统(横侧向通道),然后运用动态逆控制技术对2个子系统分别设计状态反馈控制器,最后基于Lyapunov方程和最小范数控制策略在非最小相位子系统中引入非线性辅助控制项以镇定整个姿态控制回路。仿真结果表明了在仅有体襟翼控制的情况下该控制方法能够精确跟踪控制指令并镇定内动态。