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卫星三轴姿态的确定是对卫星进行姿态控制的基础,利用陀螺和红外敏感器互补的特性,并对测量所得到的数据进行处理,便可得到卫星姿态角的估计值。陀螺和红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中关键的测量部件,两者的测量输出通过卫星运动学方程相关,有冗余关系,可以用于故障检测。本文对所设计的观测器进行了数值仿真,证实了其有效性,并直接利用所设计的观测器进行故障检测,首先得出陀螺和红外地球敏感器在各种故障下的输出残差曲线,然后分析陀螺和红外地球敏感器的不同故障对输出残差信号的不同影响,找出各种故障与不同输出残差的对应关系,从而确定发生故障的部件。 相似文献
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法国和西德联合研制的两颗三轴稳定“交响乐”同步定点卫星于1975年8月26日及1977年12月19日发射成功,之后,西欧又研制了轨道试验卫星(OTS),这也是三轴稳定同步定点卫星。此外,在姿态控制技术的研制方面还做了许多工作。现将西欧在空间飞行器姿态控制系统方面的最新进展扼要介绍如下: 1.国际通信卫星V(Intelsat—V) 国际通信卫星V代表了国际通信卫星系列的最新水平。它由美国 Ford公司总承包,姿态控制系统则由西德MBB公司承包,预计1979年7月发射第一颗。该卫星的姿态控制系统,在国际通信卫星系列中第一次采用三轴稳定方案;敏感元件采用红外地球敏感器、精 相似文献
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基于滚动信息反馈的偏置动量卫星滚动/偏航回路姿态控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
以偏置动量卫星为背景,针对滚动/偏航回路的姿态控制,采用频率分离法分析设计了基于滚动信息反馈的控制器,并给出控制参数的合理选取范围。卫星俯仰回路采用常用的偏置动量轮控制,其滚动/偏航轴上各安装一个反作用飞轮以完成姿态控制。同时,卫星三轴配置磁力矩器以实现动量轮/反作用飞轮的角动量卸载。最后进行了数学仿真,结果表明,卫星滚动/偏航轴的姿态指向控制的精度和稳定度分别达到0.05°和0.001(°)/s,验证了所设计的控制规律的可行性以及控制参数分析的合理性,具有一定的理论意义和工程应用价值。 相似文献
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星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用 总被引:12,自引:2,他引:12
星敏感器是卫星高精度姿态测量的重要部件,如何正确建立其测量误差模型是影响姿态确定精度的关键因素。本文推导出星敏感器三轴姿态测量误差的方差计算公式,对测量误差的性质进行研究,揭示了在星敏感器三轴测量中,光轴测量精度劣于根据另两轴测量所确定的光轴指向精度。在此基础上提出了新的星敏感器测量模型,给出改进的姿态滤波器观测方程,减小了观测误差,由此可以进一步提高姿态确定的精度。本文方法不仅适用于通常使用的双星敏感器姿态确定系统,也可独立地应用于只带单个星敏感器的姿态确定系统。 相似文献
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基于磁悬浮动量轮微框架能力的卫星滚动—偏航姿态稳定控制研究 总被引:3,自引:0,他引:3
研究基于磁悬浮动量轮的微框架能力进行卫星的滚动-偏航姿态稳定控制问题。在考虑卫星 轨道角速度的条件下,建立了磁悬浮动量轮转子和卫星姿态动力学方程,设计了一种不使用 偏航姿态敏感器的卫星滚动-偏航姿态控制器。该控制器由内、外两个控制回路组成,其中 :外环控制回路根据滚动姿态敏感器输出的卫星姿态角信息产生转子外框角-内框角的参考 值;内环控制回路控制转子外框角-内框角的稳定,并通过控制转子外框角-内框角跟随外环 回路给定的参考值变化实现动量轮转子角动量方向的变化,与卫星进行角动量交换。对所设 计的控制器进行了稳定性分析,通过仿真进一步验证了其有效性,在给定扰动和不使用偏航 敏感器的条件下,偏航角的精度和稳定度分别优于0.08°和0.0001°/s。
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微小卫星轨道姿态一体化确定算法研究 总被引:1,自引:1,他引:0
突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性. 相似文献
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自旋稳定静止卫星同步技术分析 总被引:1,自引:0,他引:1
自旋稳定静止卫星中,有许多控制和功能必须和卫星自旋同步,如天线消旋、姿态和轨道控制以及其它包括有效载荷在内的功能控制等,要求的同步精度往往差别很大,一般是在mr~μr量级。为了实现这种功能,自旋稳定卫星必须建立一个与卫星自旋相位同步的角度钟,然后在要求的角度上产生各种同步控制信号。本文描述同步原理和主要组成,重点讨论以地球为基准的同步方式和以太阳为基准的同步方式。介绍在星上小回路同步和星地大回路同步两种方案,分析不同方案的特点和能达到的精度。在以太阳为基准的同步中,给出卫星、地球、太阳的动态关系(角)及在同步中的修正方法。 相似文献
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研究一类交叉转动惯量较大的偏置动量卫星的姿态控制问题.根据卫星质量分布的特点进行适当简化,建立非线性动力学模型,并基于该模型设计一种非线性偏航观测器.利用该观测器的观测信息进行卫星的姿态控制.整个系统采用动量轮和反作用飞轮作为执行机构,同时卫星三轴均配置磁力矩器为动量轮和反作用飞轮卸载.数值仿真结果表明,在传统的控制方法中,惯量积的存在导致系统控制精度降低和偏航角稳态误差较大,文中提出的控制方案可以很好地完成这类卫星的姿态控制任务. 相似文献
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相比于传统对地观测卫星,敏捷卫星可沿滚动、俯仰、偏航三轴进行快速机动,理论上可以实现对地面任意走向条带目标的成像。针对该成像需求,文章设计了敏捷卫星一般轨迹主动推扫成像模式。在一般轨迹主动推扫过程中,卫星三轴姿态均连续变化,文章给出了适用于主动推扫成像过程的姿态规划算法。对于一轨内多个条带目标的成像时序规划问题,建立成像开始时刻规划模型,采用序列二次规划算法对该模型进行求解。针对典型应用场景的仿真算例表明,成像过程规划算法是合理的。从成像质量保障的角度出发,分析了主动推扫成像过程的卫星姿态控制精度、姿态稳定度等影响因素的影响链路,并提出了工程控制要求,可为卫星工作模式设计提供参考。 相似文献
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本文提出了一种基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航方法,作为解决未来高轨道卫星自主运行的先决条件。在整个系统中,以包含摄动项的HILL 方程作为状态方程,根据由姿态敏感器给出的卫星本体相对于地球和另外两个空间天体的方位,推导出测量方程,进而用简化的推广 Kalman 滤波算法进行状态估计。仿真表明,该方法收敛速度快,精度较高,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法。 相似文献