三轴气浮台自动调节平衡和干扰力矩测试

三轴气浮台是在地面模拟卫星姿态运动的支撑平台. 为有效进行卫星地面模拟仿真, 模拟卫星在外层空间的小干扰力矩力学环境, 首先分析气浮台扰动力矩, 针对重心相对于回转中心存在漂移时产生静态不平衡, 及主惯性轴相对于回转轴存在漂移时会产生动态不平衡的问题, 采用先手动平衡再自动平衡的方法, 调节气浮台平衡; 然后给出三自由度气浮台自动平衡动力学方程, 在平衡调整基础上, 用有效的测试手段测试气浮台的台体水平度、静不平衡力矩、干扰力矩等, 为小卫星姿态控制系统的仿真提供一个有效的、精确的实验平台.      

轨道末期星载相机侧摆成像匹配分析与实验

通过分析卫星轨道末期星载TDI CCD相机成像面临的数据读出频率过大、像移失配严重等瓶颈问题, 提出了轨道末期卫星侧摆成像匹配方案. 依据轨道衰减高度, 设计侧摆成像匹配模型, 计算出轨道高度与匹配成像侧摆角度之间的变化关系, 对侧摆成像时的像移速度矢量、偏流角度、成像畸变等进行了定量的可行性分析, 并利用蒙特卡洛方法分析了满足侧摆成像的卫星姿态指向精度和稳定度. 利用基于小型三轴气浮台的小卫星姿态控制系统和TDI CCD相机成像系统进行仿真试验, 结果表明, 仿真图像的MTF函数和互相关相似性测度均在0.85以上, 侧摆成像匹配方案能较好地满足轨道末期成像需求.      

基于自适应高斯伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹规划

针对采用SGCMG作为姿态执行机构的小卫星,在大角度机动过程中SGCMG系统易陷入奇异的问题,提出了一种基于自适应Gauss伪谱法的SGCMG无奇异框架角轨迹快速规划方法。该算法综合考虑到实际工程应用中存在的SGCMG框架角受限、框架角速度受限,奇异量度受限,星体机动角速度受限以及星体初始和终端状态受限等约束条件,将卫星大角度机动问题看成满足上述一系列约束条件和边界条件同时实现某一性能指标最优的最优控制问题。然后,结合自适应高斯伪谱法与非线性规划技术,求解带有边界约束与路径约束的最优化问题,获得实现性能指标最优的无奇异SGCMG系统轨迹。仿真结果表明：该算法能够在25s的时间内给出顺利实现大角度机动并满足所有约束条件,同时近似精度优于10 -3 的高精度平滑轨迹。     

卫星后摆补偿地速研究及成像仿真分析

分析了卫星在对地观测时降低轨道高度提高成像分辨率的过程。针对卫星相机的数据 读出频率会随轨道的降低明显升高而产生高频干扰这一问题,提出拍照过程的同时后摆补偿 地速方案,即轨道降低后,在保证相机数据的读出频率一定的条件下,在小角度范围内,利 用卫星的俯仰角速度补偿引起过高读出频率的地速。依据轨道下降高度和俯仰角速度变化 引起的偏流角变化,TDI CCD的速率失配,成像畸变等误差,利用TDI CCD相机像点与物点 的对 应模型的仿真系统进行试验仿真,分析了图像的MTF函数和互相关相似性测度。在拍照时间 要求不太长,俯仰角为小角度时,方案仿真成像能较好地满足要求。
     

双星跟飞立体成像的构形保持控制

针对强干扰及输出饱和条件下微小双星立体成像的构形保持问题，提出一种基于观测器的抗干扰复合控制策略.根据立体成像双星跟飞运动机理，建立双星相对运动动力学模型；设计了一种自适应干扰观测器，可同时实现系统状态和干扰信息的在线估计，并采用Lyapunov稳定性理论和线性矩阵不等式技术给出观测器存在条件.采用极点配置方法改善观测器系统的动态性能，引入指数衰减因子提高控制器的收敛速度.考虑执行机构的输出饱和特性，提出一种加权PD+LQR反馈与干扰前馈补偿的复合控制策略，能够抑制未知干扰的影响，保证系统的动态和稳态性能，具备双星构形保持控制能力.仿真结果验证了所提算法的有效性.      

基于改进萤火虫算法的小卫星质量特性调整 #br#

摘要： 为了消除小卫星在轨运行过程中因燃料消耗等原因造成质量特性变化的影响，提出一种基于改进萤火虫算法的卫星在轨质心调整方法.该方法运用萤火虫算法对PID控制器的参数整定进行优化，针对收敛速度慢和容易陷入局部极小值的问题，引入自适应步长因子对算法进行改进.算法通过编程注入星载计算机，进而控制电机调整机构完成卫星在轨质心调整.依托于地面气浮平台进行半物理仿真实验，实验结果表明改进算法在第48次迭代完成PID参数整定，相较于其他算法具有更快的收敛速度和动态响应特性.基于改进算法的调整系统可在59 s将单轴质心偏移量减小到精度要求，验证了系统在小卫星质量特性调整上的实时性和稳定性.     

基于力矩输出能力最优的SGCMG操纵律设计

为使SGCMG系统在有效回避奇异的同时能够较精确地输出期望力矩, 设计了一种基于力矩输出能力最优原理的SGCMG联合操纵律. 根据期望力矩矢量及SGCMG力矩输出的几何关系, 提出了新的系统奇异状态指标, 给出使力矩输出能力最优的框架角速度; 引入优化指标, 使得框架转速误差和输出力矩误差的混合二次型最小, 保证在力矩输出能力达到最优的同时也使得输出力矩误差最小. 采用奇异值分解理论证明了联合操纵律在奇异面处不存在框架锁定现象, 能够有效地逃离奇异, 同时分析了所设计操纵律的力矩输出误差. 以金字塔构型SGCMG系统为例, 对所设计的联合操纵律分别进行了恒定力矩仿真和卫星大角度机动仿真. 仿真结果表明, 联合操纵律能够顺利回避角动量奇异面, 不存在奇异鲁棒操纵律存在的框架锁定现象, 且输出力矩误差较非对角奇异鲁棒操纵律小, 能够顺利完成航天器大角度机动任务.