仅地心矢量测量的卫星转对地定向姿态控制方法

摘要： 针对角速度过大且无其陀螺测量的姿态异常情况，开展仅依赖地心矢量的对地姿态快速恢复控制方法研究.基于地心矢量测量信息给出了天平角及天平角矢量定义，提出一种综合天平角抑制与能量耗散的对地姿态恢复控制方法；针对具有星体角动量偏置的闭环控制非线性系统，采用几何方法求解获取各平衡点，并由其特性分析表明通过参数合理选取可使得期望稳定对地姿态为系统唯一稳定平衡点；利用数学仿真方法验证了所提出方法的有效性.     

硬X射线调制望远镜卫星多样性姿态控制及在轨验证

为了实现硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星巡天观测、定点观测和小天区观测等在轨任务,文章提出在控制系统中采用多种姿态指向算法:对日定向慢旋、惯性定向三轴稳定、惯性定向循环小角度旋转等方法,给出了不同观测模式下具体的姿态控制算法,并从算法层面上保证了各约束条件的要求。在设计每种姿态控制算法时,除了需满足控制精度外,还实现了规避太阳或地球等约束条件。控制精度经数学仿真验证和在轨数据分析,结果表明:各个模式的指向精度和稳定度均满足总体要求。     

基于中微子探测的测姿和定位方法研究

提出一种基于中微子探测的隐蔽环境载体运动状态确定方法.中微子是一种质量极小、仅参与弱相互作用的微观粒子，恒星发光、核反应堆发电等物理过程都会产生大量中微子.利用中微子传输信号的优势在于中微子具有极强的穿透能力，能够穿透行进路径上的天体.中微子信号源可作为导航信标，为隐蔽环境中的载体提供定姿和定位信息.分别设计了基于太阳等天然中微子信标的姿态确定方法和基于核电站等人造中微子信标的导航定位方法，上述方法的提出，有助于解决传统天文导航(CNS)和全球卫星导航系统(GNSS)在信号拒止环境中无法正常工作的问题.通过数学仿真验证了本文所提方法的有效性.     

基于Sarsa(λ)强化学习的空间机械臂路径规划研究

针对目标特性未知的在轨操作环境，研究了典型空间操作机械臂的路径规划策略。采用Sarsa(λ)强化学习方法实现目标跟踪及避障的自主路径规划与智能决策，该方法将机械臂系统的每节臂视为一个决策智能体，通过感知由目标偏差和障碍距离程度组成的二维状态，设计符合人工经验的拟合奖赏函数，进行各臂转动动作的强化训练，最终形成各智能体的状态-动作值函数表，即可作为机械臂在线路径规划的决策依据。将本方法应用于多自由度空间机械臂路径规划任务，仿真结果表明新算法能在有限训练次数内实现对移动目标的稳定跟踪与避障，同时各智能体通过学习所得的状态-动作值函数表，具备较强的后期在线自主调整能力，从而验证了算法较强的鲁棒性和智能性。     

基于星间链路的星座相对构型保持方法

从巨型星座在自然摄动下轨道运动的力学特性出发，分析了星座构型保持的任务特点。针对轨道面内由大气阻力和面质比差异导致的轨道面内长期相对运动，构造了星座相对构型保持的二阶一致性控制方法。针对星座多个体系统不同的星间链路连接情况和闭环网络特征，提出了不同几何拓扑结构及其相应的图论构造方法。相较于经典的绝对位置保持方法，相对构型保持只需补偿面质比差异造成的构型漂移变化，因此能够以更小的控制代价实现星座的构型保持。以星型链路的拓扑结构为例，进行了星座相对构型保持的仿真分析，离散一致性控制能够实现星座构型长期稳定。     

基于姿态在线规划的两轴转台过顶盲区规避

过顶盲区问题是目标在两轴转台奇异点附近区域运动时，转台不能正常跟踪目标的一种现象.从数学和物理上对过顶盲区性进行解释说明，结合工程研制的一些约束条件，提出基于姿态自主在线路径规划的过顶盲区规避策略及具体实施办法，对该策略的假设条件进行了建模和误差估计.最终仿真证明本策略满足预期，适于工程应用.     

一种新型卫星携气瓶推力器喷气时长计算方法

卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。     

基于UDKF的非共面陀螺在轨自主标定方法

针对非正交安装陀螺组件在轨标定问题，对已飞行应用的正交安装陀螺组件在轨标定方法进行改进，提出非共面安装陀螺组件在轨自主标定方法。首先建立非共面陀螺定姿误差模型，然后设计UD分解卡尔曼滤波器，用星敏和陀螺测量在轨直接估计陀螺常值漂移，间接估计陀螺安装误差和刻度因子误差。设计滤波器时，为实现测量更新序贯处理，给出测量噪声解耦方法。滤波器确定后，利用模值条件，给出从间接估计求解安装误差和刻度因子误差的精确公式。为说明方法的通用性，通过公式推导证明原方法是本方法的特例。为指导标定姿态机动设计，基于可观性分析给出简洁的系统可观的角速度组合条件。最后,数学仿真结果表明本方法有效，陀螺安装误差标定精度优于0.01°。     

基于路径跟随的改进领航-跟随无人机协同编队方法

针对集群无人机完成高精度协同编队的需要，提出了一种基于路径跟随的改进领航-跟随无人机协同编队方法。首先，在传统A*算法的基础上，引入了障碍威胁系数改进A*算法，为领航无人机规划从起点到目标的全局安全路径；其次，采用Hermite多项式在离散化后对领航无人机的全局安全路径进行参数化表示。当遇到新的障碍信息时，利用改进A*算法重新规划路径；随后，领航无人机将跟随无人机的空间编队信息与编队路径参数信息在集群中完成同步；最后，基于一致性原理设计了编队队形协同控制器，并基于改进人工势场法设计了动态避障控制器。仿真结果表明，与传统的领航-跟随方法相比，该方法可以降低编队误差，提高了复杂曲线路径下无人机的编队精度与稳定性，具有一定的工程应用价值。     

2-SGCMGs与磁力矩器的对地姿态混合控制方法

针对故障后仅剩两单框架控制力矩陀螺（SGCMG）可工作的对地定向三轴稳定卫星姿态控制问题进行了研究，提出了2-SGCMGs系统与磁力矩组合的混合控制策略及方法，以克服两SGCMG欠驱动控制的鲁棒性问题。首先，给出2-SGCMGs零动量方式的标称框架角构型选择计算过程。然后，结合标称框架角构型，构造了一种不同于沿传统体轴的新型控制标架，将三维控制力矩指令空间分解为由SGCMG与磁力矩器分别控制执行的两正交子空间，实现对力矩输出特性差异较大的该两类执行机构的控制解耦，进而对不同子空间控制指令给出2-SGCMGs系统框架角速度指令及含磁卸载在内的磁力矩器磁矩指令的求解算法。最后，针对存在外界扰动的卫星对象，由数学仿真验证了所提出策略及方法的有效性，实现了姿态误差小于0.05°且稳定度优于0.0005°/s的控制性能，可满足一般高分辨率对地遥感卫星控制需求。