用户星星间链路天线指向控制系统试验研究

仿真验证是设计控制器的重要一环。设计的用户星天线指向控制系统的半物理仿真试验系统是由天线样机及其驱动器、xPC实时仿真平台、图像处理计算机和中继卫星模拟器组成。中继卫星模拟器是试验系统的关键,基于用户星对中继卫星的跟踪规律,设计中继卫星模拟器。试验结果说明该试验系统有助于工程设计用户星天线指向控制系统。     

用户星对中继卫星的跟踪规律研究

根据中继卫星系统中用户星跟踪中继卫星的要求，定义了用户星天线坐标系，推导出了用户星天线对中继卫星的跟踪规律。通过该跟踪规律可以推出用户星天线跟踪中继卫星的跟踪角度、角速度和角加速度。同时，在给定系统一定初始条件的情况下，利用该跟踪规律分别推出了用户星最大跟踪角度和角速度与用户星轨道高度和用户星轨道倾角之间的关系。最后利用STK(Satellite Tool Kit)对该跟踪规律进行了间接验证。     

我国TDRS天线捕获跟踪指向系统设计中的几个问题

跟踪与数据中继卫星系统（ＴＤＲＳＳ）星间链路中最重要的一个问题是ＴＤＲＳ星上天线捕获跟踪指向系统的开发研究。本文在文献「２」「３」「４」的基础上，提出了中国实验跟踪与数据中继卫星（ＣＴＤＲＳ）天线捕获跟踪系统设计中的几个问题进行分析。     

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响主要在两个方面：姿态角误差对指向误差的影响和姿态角、姿态角速度对指向角速度的影响。文章首先引入了欧拉轴／角的姿态表示方法，然后根据欧拉轴与指向向量间的位置关系求得了姿态角误差所引起的天线理论最大指向误差，在此基础上，不考虑最大值取值条件的情况下，进一步求得姿态角速度所引起的天线理论最大指向角速度；接着，以常用中继终端天线的安装位置为例，求出了天线指向角速度与用户星姿态角、姿态角速度的数学表达式，这样便于分析各种情况下用户星姿态对天线指向角速度的影响；最后，借助于STK仿真软件进行了仿真验证，[JP2]仿真结果验证了上述结论的正确性。结论表明：天线理论最大指向误差除了与姿态角误差有关外，还受滚动姿态角的影响；天线指向角速度同时由姿态角、姿态角速度和天线指向角度确定。[JP]     

星载天线指向精度建模与分析

随着天线定位机构运动日趋复杂以及对定位机构任务要求的不断提高,提高指向精度已成为星载天线机构能力提升的核心。综合考虑卫星姿态控制误差、展开机构误差、双轴驱动机构误差和反射面误差等因素,利用齐次变换矩阵得到天线指向运动学误差等式,从而得到天线指向精度分析的一般方法。以某星载点波束定位机构为例,对各误差源的影响进行了分析,...     

卫星多轴指向姿态控制全物理仿真实验研究

具有大型天线和大面积太阳帆板的多体卫星多轴指向控制技术是航天器控制的关键技术之一,针对这一问题,设计了“前馈+变结构”方案控制卫星本体,天线指向控制根据任务要求结合本体姿态产生,形成本体与天线多轴指向控制方案。基于常用的“飞轮—喷气”执行机构模式,考虑了控制精度和喷气消耗量问题。利用带有大型挠性板与程控天线系统的单轴气浮台物理仿真实验系统,成功地进行了卫星多轴指向控制物理仿真实验,本体姿态控制精度达到0.020,天线指向精度达到0.50。该研究对多轴指向卫星控制系统设计具有实际参考价值。     

中继卫星轨道倾角漂移对在轨校相影响分析及策略

针对中继卫星轨道倾角在一个较大范围内变化，在轨校相采用天线精确指向标校站后，方位向、俯仰向十字拉偏标定校相码的方法，校相时间长，校相过程中轨道漂移带来的星上天线指向变化会影响校相准确性等问题，文章对轨道倾角漂移引起的星上天线指向变化进行仿真，并分析该变化对在轨校相的影响。以此为依据，对中继卫星角跟踪系统在轨校相方案进行研究，给出了粗校准与精校准相结合的校相策略，将轨道倾角漂移引起星上天线指向变化带来的校相误差降至最小。中继卫星角跟踪系统采用该方案进行相位校准后，在天线半功率波束宽度范围内，方位和俯仰误差信号的极性正确，交叉耦合小于20%，多次执行捕获跟踪任务，均能成功捕获跟踪目标，并且自动跟踪精度优于指标要求，验证了相位的正确性，表明该方案切实可行。     

基于用户星地固系位置速度数据的GEO终端天线指向算法

文章通过用户星地固系位置、速度数据和GEO卫星6根轨道参数,在星载控制器上计算用户星GEO终端天线的指向角度。该算法已在星上成功应用,指向精度和运算速度满足星上使用要求。     

天线指向误差引起的对地球服务区覆盖影响

对于同步轨道卫星,天线指向误差是整个有效载荷系统指标的一部分,它将影响天线方向图对地球服务区的覆盖。本文将分析讨论天线指向误差的几个来源,着重给出有卫星姿态控制误差时天线方向图对地球服务区覆盖率变化的计算方法。     

中继星天线程控指向用户星的方位角和俯仰角计算

文章在假设了中继星平台姿态坐标系和中继星天线坐标系条件下,叙述由中继星及用户星轨道根数求得中继星天线程控指向用户星的方位角和俯仰角的方法。     

多体卫星复合控制物理仿真试验系统

对于具有星间链路天线的多体卫星而言 ,进行星体姿态和天线指向复合控制的地面物理仿真试验研究是一个重要课题。本文主要叙述利用单轴气浮台模拟卫星姿态运动 ,由天线框架驱动机构 (GDA)实物连接组成的多体卫星平面运动动力学环境下的物理仿真试验系统。     

星载大型空间天线的一种解耦控制方法

针对星载大型空间可展开天线与卫星平台之间的动力学耦合问题提出一种三自由度驱动与测量机构用于连接天线臂与卫星平台。该机构以驱动电机来控制天线臂转动,通过角度传感器对天线臂转角的测量来实现反馈控制,同时在卫星姿态控制系统中引入前馈控制进行反作用力矩补偿,实现卫星平台与天线之间的解耦控制、抑制天线的振动、提高卫星姿态控制系统的性能。通过姿态稳定状态下卫星-天线系统解耦动力学模型的建立、控制系统的设计、姿态控制的仿真分析,表明解耦机构能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定性和天线指向精度。     

地球同步卫星轨道漂移对天线指向的影响分析

位于地球同步轨道的卫星由于受各种空间因素的影响，其运行轨道会随时间逐渐偏离地球赤道面．轨道倾角由0°逐渐增大。这种轨道倾角漂移会导致对地通信的固定波束天线指向偏离地面站，引起天线指向失配误差，造成通信质量下降甚至丧失。文章分析了轨道漂移对天线指向的影响，并给出了天线指向调整的策略。     

卫星导航系统天线阵接收机波束指向误差分析

研究表明：卫星导航系统阵元几何位置误差是影响波束指向误差的主要因素,而卫星和接收机位置误差则影响甚微,其中千米级的卫星位置误差以及接收机位置误差导致的波束指向误差不超过0.1°,而毫米级的阵元几何位置随机误差可导致典型7阵元天线阵波束指向误差达到几度。该研究成果可为卫星导航系统天线阵接收机的设计提供依据。     

基于修正模型的天线指向误差统计特性分析

作为评估天线性能的重要指标之一,天线指向精度直接影响着天线的跟踪观测性能。为了适应任务需求,提高天线及星地链路分析精度,本文基于指向误差修正模型对模型各分量的影响因素含义进行了系统分析,并定量研究了各个分量对指向误差的影响。基于各模型参数的分布特性,提出了一种指向误差概率分布模型,进一步完善了天线指向误差分析计算方法,最后利用天线的典型参数分析计算了天线指向误差角近似满足修正瑞利分布下的特征,可为后续星地链路统计分析提供参考依据。     

柔性多体卫星自抗扰控制系统的研究

设计了一种新型的姿态控制器一姿态自抗扰控制器。采用简化了的刚体动力学模型，即把柔性太阳帆板与柔性天线等的振动都看作外干扰，对象的不确定性、未建模动态与外干扰的总量都由自抗扰控制器估计出，再用该估计总量实现动态反馈补偿。该姿态控制器，只需控制输入转换矩阵的估计值，无需精确的卫星动力学模型。改变星体转动惯量或设置干扰力矩情况下的数学仿真表明，所设计的自抗扰控制器具有较小的稳态误差、较快的动态响应及对干扰有较强的抑制能力。     

预警卫星H∞回路成形复合控制研究

针对预警卫星系统所具有的建模不确定性与干扰不确定性,为了实现凝视相机对战术弹道导弹的快速、高精度自动跟踪指向控制,设计了具有鲁棒稳定性的星体姿态与相机跟踪指向的复合控制系统.先利用拉格朗日法建立了预警卫星系统的动力学模型,在研究凝视相机对战术弹道导弹跟踪规律的基础上,运用H∞回路成形理论设计了星体姿态和相机跟踪指向的复...     

A heuristic design method for attitude stabilization of magnetic actuated satellites

In this paper a heuristic design strategy for stabilizing the satellite attitude has been proposed. It is assumed that the satellite is actuated by a set of mutually perpendicular magnetic coils. Using well-known Lyapunov direct stability method it is shown that the proposed controller causes to a global asymptotic stable system for all near polar orbits. The design procedure is based on analyzing of the conceptual effects of magnetic coils on the satellite attitude motion. Considering these effects lead to some intuitive results which determine the global stabilizing control law. The performance and robustness of the designed controller against actuators saturation and quantization error have been verified using a real-time-hardware–software in-loop (RTHSIL) simulation results. These results show that the global stability can be achieved although some disturbances and restrictions exist. This stabilizing controller can be simply combined with a linear explicit model predictive controller (EMPC) to achieve a full three-axis control law.     

小卫星的鲁棒自适应姿态控制

对于中低轨道的小卫星而言，设计能克服参数不确定性及非参数不确定性影响的鲁棒自适应控制器具有重要的工程意义和理论价值。考虑存在参数不确定性及非参数不确定性，分析了小卫星的姿态动力学及运动学方程，设计出了一种鲁棒自适应控制器，证明了该控制器可以保证控制系统全局一致最终有界稳定。仿真结果验证了该控制器的有效性。