一种半球谐振陀螺谐振子动力学建模方法

准确完备的半球谐振陀螺（HRG）谐振子动力学模型是陀螺误差分析的基础。为建立半球壳谐振子动力学模型,基于弹性力学薄壳理论,提出了一种谐振子动力学建模方法。首先,在薄壳的弹性力学几何方程基础上,推导了半球壳谐振子的变形几何方程。其次,在提高受力分析计算精度的基础上,推导了半球壳谐振子的物理方程。然后,分析了谐振子中面的受力平衡关系,推导了谐振子的平衡微分方程。最后,基于以上对整个谐振子的动力学分析,建立了谐振子动力学方程。根据谐振子的不同外载荷形式,利用布勃诺夫-伽辽金法求解得到谐振子2阶谐振状态动力学模型,并得到了谐振子比例系数和2阶谐振频率的表达式。通过对比验证可以看出,参数计算值与实测数据结果一致,证明了所建立的动力学模型的准确性。     

基于终端滑模的航天器自适应预设性能姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪控制的快速性需求,提出一类自适应终端滑模有限时间控制方法,通过引入饱和函数解决了终端滑模控制器的奇异问题,并结合实际有限时间稳定概念显式地给出了系统状态收敛时间和收敛范围之间的对应关系;为在提高系统鲁棒性的同时避免控制器抖振,设计了一种新型自适应律估计并补偿未知环境干扰。进一步地,针对如遥感卫星对地扫描成像等姿态跟踪任务中存在的状态约束问题,通过在控制器中引入具有对数形式的预设性能项,使系统滑模面响应具有期望的动态过程,约束了航天器姿态跟踪误差及其一阶导数的变化范围。仿真结果表明,设计的控制器具有较高的控制精度和响应速度,满足实际任务对状态约束的需求,且其控制输出不存在奇异和抖振,具备良好的工程应用价值。     

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题，为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量，提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器，然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合，进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离，又能够诊断星敏感器的故障。此外，该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离，其计算量小，有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验，仿真结果表明了所提方法的有效性。     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星，提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发，综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势，采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略，可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律，设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

天基通信与太空射电望远镜功能一体系统

摘要： 针对现有地基深空通信系统存在深空通信距离不够远、数传速率不够高等缺点,提出一种基于分布式协同控制的天基主动深空通信与太空射电望远镜功能一体系统.该系统部署在地球静止轨道上,由1颗馈源星、1颗中心星和4294颗小卫星（单元星）通过精密编队和在轨自主组装的方式构成,一体化集成天基主动深空通信功能和射电天文望远镜功能.该系统可以为深空探测器提供一个星地高速中转站,由于其部署在地球静止轨道,几乎不受大气云层影响,可以大幅度提升深空探测通信支持距离和数传速率,且能使射电天文望远镜的分辨率和灵敏度提升1~2个数量级.     

一种SGCMG系统奇异逃离方法

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统进入奇异后无法提供准确的三轴指令力矩,通过奇异机理分析,设计了一种奇异逃离方案。首先构造新的动态坐标系,在系统进入奇异后,将控制坐标系切换到新的坐标系下,在新的坐标系上放弃一个维度的控制,将系统考虑为平面内的SGCMG冗余控制系统,然后在平面内采用二维零运动使得系统快速逃离奇异状态,当SGCMG系统逃离奇异状态后,再重新接入三维度的控制。仿真结果表明,提出的方法具有很好的奇异逃避效果。     

轨道交会、悬停及绕飞控制的解析解方法

面向航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,分别对近圆、椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,在常值推力作用假设下进行了相对运动的解析求解。采用模型预测的方法获得航天器相对位置和相对速度的预期偏差。通过广义逆变换构造关于预期偏差的最小范数、最小二乘全状态反馈控制器。提出了一种普遍适用于近圆、椭圆轨道,可以实现轨道交会、相对悬停保持和循迹绕飞,对相对位置和相对速度进行同步控制的高精度、高稳定度相对制导律。仿真结果校验了方法的可行性和有效性。     

一种应用输入成型的敏捷卫星快速姿态机动控制方法

敏捷卫星对姿态机动能力的快速性和稳定性提出了更高的要求,为此,提出一种应用输入成型的卫星姿态机动控制方法。通过引入比例-微分(PD)反馈加力矩前馈的复合控制,以及采用输入成型器对规划的原始姿态路径控制指令进行调制,使卫星控制后期稳定度得到提高,并能有效抑制挠性部件的振动。数学仿真验证的结果表明:对卫星姿态机动路径的规划和输入成型调制,可以在实现快速机动的同时,有效抑制挠性结构振动,缩短姿态稳定时间,为有效载荷提供更多的可工作时间和高精度、高稳定度的工作环境。     

考虑太阳帆板振动的空间绳系拖曳动力学与控制

针对使用空间绳网捕获带有太阳帆板等柔性附件的大型失效航天器的碎片清除任务,充分考虑了拖曳过程中柔性附件产生的振动对系统的稳定造成的影响。首先采用凯恩方法建立了失效航天器绳系拖曳系统动力学模型,在建模过程中充分考虑系绳的质量和振动、帆板的振动、系统的轨道运动对姿态的影响等,使动力学模型更加详细和完整,且该动力学模型不受失效航天器所处位置的限制,适用于任意轨道上的失效航天器的拖曳离轨任务;之后根据平衡状态的特点,求取了系统的平衡解,并在平衡解附近对动力学方程线性化,然后采用李雅普诺夫方法分析了系统的稳定性及各参数的变化规律;并针对失效航天器可能产生的姿态章动设计了常值张力切换控制律;最后采用数值仿真的方法分析了失效航天器的帆板振动对绳系拖曳过程的影响,校验了控制律的有效性。