偏置动量卫星耦合通道外干扰力矩补偿方法

为实现偏置动量卫星滚动-偏航耦合通道外干扰力矩的前馈补偿,根据两通道的姿态动力学模型,从理论上分析了包括常值与周期干扰的外干扰力矩对滚动-偏航姿态的影响。由此导出飞轮前馈补偿项的数学表达式,并论证了引入外力矩对飞轮角动量进行卸载的必要性。仿真结果表明,该法能有效削弱外干扰力矩对星体姿态尤其是偏航姿态的影响,大幅提高星体控制精度。     

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

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。     

低轨偏置动量卫星气动干扰力矩补偿控制研究

针对低轨卫星由于气动干扰力矩较大导致偏置动量控制精度较低的问题,理论分析了气动干扰力矩并进行建模,讨论了基于角动量与角速率作用产生陀螺力矩的影响。固定偏置动量卫星X、Z轴基于磁力矩器控制,气动干扰力矩严重时又处于磁不可控区,为确保姿态控制精度,考虑增加1台反作用飞轮抑制气动干扰力矩,反作用飞轮可与偏置动量轮组成单自由度偏置动量控制,反作用飞轮用作补偿轮,沿X轴安装。采用飞轮角动量补偿和磁补偿方法提高固定偏置动量控制精度:为防止赤道上空X轴处于磁不可控区时补偿轮角动量变化对X轴的干扰,对补偿轮角动量输出进行限幅,给出了补偿算法;为防止反作用飞轮限幅后角动量对Z轴产生干扰,设计了磁补偿控制策略。仿真结果表明:在同时采用角动量补偿和磁补偿后三轴姿态控制精度0.2°,较无补偿时有大幅提高。     

基于机械飞轮干扰补偿的小卫星自适应滑模变结构姿态控制

针对机械飞轮内干扰可能导致小卫星姿态控制系统性能下降问题,提出了一种加入机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构姿态控制方法.本文针对基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态控制系统,首先建立系统详细的数学模型,包括基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态动力学方程和机械飞轮控制系统模型,然后针对此系统设计了一种基于机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构控制器,其中通过设计一种状态观测器得到机械飞轮摩擦干扰的估计值,用于对机械飞轮摩擦干扰的补偿,并通过Lyapunov定理证明了此控制律能保证系统的渐近稳定性.最后仿真结果显示,此方法缩短了飞轮转速过零时间,降低了最大的姿态扰动量且提高了卫星姿态控制的精度和稳定度.     

低轨遥感卫星姿态解耦控制设计与仿真

低轨遥感卫星执行姿态稳定和姿态机动任务时,需要有效克服外部干扰力矩的作用,提高卫星姿态控制的性能,为此文章提出了姿态解耦控制设计。该设计依据解耦控制理论和实际飞轮的工作特性,在卫星运动耦合模型的基础上运用解耦控制方法设计了姿态控制律,将耦合模型分解为滚动、俯仰和偏航3个子系统进行分析,并从频域指标的角度研究了控制参数的选取方法。以资源一号02D卫星为研究对象,对文章提出的设计进行仿真,同时结合资源一号02D卫星在轨数据,比较了姿态解耦控制设计与在轨应用的控制性能指标,结果表明:文章提出的设计控制性能良好,可应用于低轨遥感卫星姿态控制。     

带大惯量运动部件卫星姿态高精度复合控制研究

对有大惯量运动部件的三轴稳定卫星在稳态运行期间高精度高稳定度控制方法进行了研究。提出了一种卫星姿态高精度动态补偿控制算法:先基于卫星姿态动力学模型与卫星有效载荷运动部件摆动规律,设计了姿态稳定反馈控制律和补偿摆动部件干扰力矩的前馈控制器,用前馈-反馈控制的复合控制算法,消除运动部件摆动对卫星姿态控制系统产生干扰力矩的负面影响;再用干扰观测器修正因通信延迟造成的补偿残余力矩,设计了扰动观测器对前馈补偿残余力矩进行辨识,进一步补偿修正残余力矩,以保证控制系统的性能指标。仿真结果表明:该法能有效补偿干扰力矩并提高控制精度,实现的卫星姿态控制精度优于0.005°。     

小SAR卫星偏航导引控制

为消除近极低轨道小星载合成孔径雷达(SAR)参数偏移，基于姿态控制动力学模型，研究了偏航导引控制对滚动和俯仰通道动力学耦合的影响。理论分析和仿真试验的结果表明，其影响小于卫星所受的环境干扰力矩。在控制系统设计时，可视为干扰力矩进行处理。     

含有不平衡飞轮的卫星精确动力学模型研究

针对含不平衡飞轮的卫星动力学模型,给出了不平衡飞轮的转动惯量矩阵。用多刚体建模方法,建立了综合的完整姿态动力学分析模型,提出了质心位置的计算方法。通过飞轮系统的完整精确模型,将飞轮扰动对三轴姿态稳定卫星的影响反映至滚转一俯仰一偏航三轴姿态。Matlab／Simulink环境中仿真验证了该系统角动量为常值。分析了不平衡飞轮对卫星姿态的影响,并解释了模型的应用。研究表明飞轮扰动影响不可忽略,精确的动力学模型对未来航天器的应用有重要意义。     

基于非线性观测器的一种偏置动量卫星姿态控制方法

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.     

星上转动部件对卫星姿态的影响分析及补偿控制

研究了考虑有效载荷运动部件干扰时三轴稳定卫星的姿态控制。由卫星有效载荷转动部件运动规律建立了转动部件和挠性太阳帆板的动力学模型,根据干扰力矩的特点,提出了一种通过设定角动量交换系统标称值条件对卫星进行控制,以及抑制变速转动部件引起卫星本体姿态扰动的前馈控制的方案。仿真结果表明,该控制方案可有效消除星内外干扰力矩对姿态控制精度的影响,卫星的指向精度优于0.2°。     

双太阳翼GEO卫星在轨角动量管控方法

地球同步轨道(GEO)卫星在轨的主要环境干扰力矩为太阳光压力矩和重力梯度力矩，干扰力矩的累积效应表现为飞轮转速的变化，需要通过外力矩进行角动量卸载避免飞轮饱和。由于GEO磁场极弱，卫星无法使用磁力矩卸载，只能通过喷气卸载，而喷气将对卫星轨道产生影响，因此需要尽可能延长卸载周期。针对配置双对称太阳电池阵GEO卫星的角动量管控需求，首先建立卫星在惯性空间中角动量积累模型，并映射到卫星本体系中，得到本体系中的角动量变化规律。通过飞轮在轨转速遥测数据，精确辨识获取环境干扰力矩特征参数，获得真实可靠的干扰模型。以角动量卸载周期最长为原则，基于在轨环境干扰模型制定角动量管控策略，并准确预估下次角动量卸载时间。经在轨数据处理与分析表明:提出的角动量管控策略，可有效将飞轮的角动量卸载周期提升为原来的2倍，有效提升卫星在轨应用效能，具有实际工程意义。     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。     

基于双框架控制力矩陀螺的航天器动量管理

为减小维持大型航天器的姿态稳定和降低能量消耗的动量管理中的扰动力矩对姿态稳定的干扰,设计了周期性抑制滤波器。姿态控制的执行机构采用双框架控制力矩陀螺群（DGCMGs）,应用KENNEL操纵率,使航天器执行机构的角动量在本体系的x轴分量和偏航角可达稳定,同时角动量在本体系的z轴分量和滚转角可在较小的范围内振荡。数值仿真结果验证了方案的可行性。     

一种卫星反作用飞轮延寿方法

针对反作用飞轮长时间工作出现的性能退化问题,提出一种反作用飞轮和磁力矩器联合控制使反作用飞轮延寿的方法。通过滚动轴在姿态机动模式下采用比例积分微分(PID)轮控,而在正常稳态模式下使用比例微分(PD)磁控,实现在不降低姿态控制精度的前提下减少反作用飞轮工作时间,从而延长其工作寿命的目标。对联合控制姿态的延寿方法进行仿真分析,验证滚动轴稳态磁控算法、磁控接入及退出条件的正确性。以某低轨卫星为例进行在轨验证,遥测数据显示:卫星正常运行2年多,滚动轴姿态超差最大约2.6°,且绝大部分时间均小于1°,卫星稳态情况下没有自主切换回PID轮控方式,飞轮因长期轴承摩擦引起的电流、温度增大趋势得到有效缓解,飞轮在轨寿命得到延长。     

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

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。
     

高精度遥感卫星力矩补偿技术

基于建立的卫星姿态动力学模型,对高精度遥感卫星有效载荷工作时载荷运动产生的干扰力矩及其对卫星姿态的影响进行了研究。提出了反馈控制＋力矩补偿的方法,给出了力矩补偿的设计。仿真结果表明：在补偿时延小、补偿精度高条件下利用补偿轮进行力矩补偿,可提高卫星的姿态稳定度,使其满足卫星成像时的姿态控制指标要求。     

基于能量最优解析解的飞轮磁卸载方法

为改善传统卫星飞轮磁卸载,提出了一种基于能量最优解析解的磁卸载法。根据在轨卫星所处地磁场强度的变化规律,将卫星磁力矩器产生的磁矩作傅里叶级数展开,按卫星飞行一圈所需卸载的角动量由最优控制理论求出三轴磁矩的解析解。证明了该卸载法的稳定性,估算了干扰力矩及其作用,讨论了轨道倾角的影响,并给出了小倾角时的修正飞轮卸载控制律。理论分析和仿真结果表明,该飞轮卸载法简单且节能,效果明显优于传统的磁卸载法。     

反作用飞轮力矩模式控制系统设计

反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件，提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型，并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性，在此基础上进行了反馈补偿控制的设计。理论分析证明，应用反馈补偿控制的飞轮系统能够精确复现力矩输出指令。运行结果表明，在复现力矩输出指令精度方面，应用反馈补偿控制的飞轮系统优于电磁力矩控制的飞轮系统。特别在克服过零力矩干扰上，应用反馈补偿控制的飞轮系统具有较高的性能。     

根据线性迭加理论实现微小卫星姿态磁控制

根据地磁力矩定向阻尼特性和线性迭加理论,提出仅用磁力矩器实现对地指向微小卫星三轴姿态稳定的控制律。推导了采用迭加补偿,并考虑附加磁矩影响时改进的卫星姿态动力学方程。理论分析和仿真结果表明,该控制律简单、姿态控制精度高。     

单轴飞轮故障时的小卫星姿态控制方法研究

反作用飞轮和磁力矩器是现代小卫星姿态控制的主要执行机构,针对单轴反作用飞轮故障仅能提供两轴控制力矩的情况,提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法。首先推导了一种拟PD姿态控制律,在此基础上提出了剩余两反作用飞轮和磁力矩器的控制力矩分配策略。仿真结果表明,该算法能够在单轴飞轮故障情况下完成小卫星高精度姿态控制任务,延长航天任务寿命,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算。