单框架制力矩陀螺系统操纵律研究综述

综述了单框架控制力矩陀螺（ＳＧＣＭＧ）系统操纵律研究概况，并对现存操纵律的性能进行了评价。通过分析可以知道，现存在ＳＧＣＭＧ操纵律或在奇异回避性能方面较差，或由于计算量较大而使得实时性较差等等，从而使其在航天器姿态控制中的应用受到了极大的阻碍。要提高ＳＧＣＭＧ系统的操纵性能，可在以下三个方面作进一步研究：零运动的选择方法、操纵律的闭环实现、框架伺服特性的考虑等。     

参数不确定SGCMG系统的鲁棒操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中，如果考虑框架伺服特性，往往假设系统的物理参数是确切已知的。为消除参数的不确定性对操纵性能的影响，设计了一种鲁棒操纵律。该操纵律仅采用系统物理参数的预估值，根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令，可直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩。由于操纵律没有算法奇异，在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下，可使操纵误差指数收敛至零。同时，该操纵律对系统参数变化具有良好的鲁棒性。且形式简单．易于实现。对应用在航天器上的某4-SGCMG系统的仿真结果表明，上述操纵律是可行的。     

基于递归神经网络的控制力矩陀螺操纵律设计

利用递归神经网络对单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律进行动态求解,设计了一 种基于递归神经网络的SGCMG系统操纵律。通过选择适当参数可以使该网络渐近收敛到稳定 状态,从而使操纵律具有较小的操纵误差。该操纵律不用计算Jacobi矩阵的伪逆,因此避免 了Jacobi矩阵求逆所带来的一系列问题。对某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可 行的。     

单框架控制力矩陀螺动态操纵律设计

作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的操纵性能对航天器姿态控制精度有着极大的影响。在常规的SGCMG操纵律中,一般都需要计算Jacobi矩阵的伪逆。然而,当Jacobi矩阵奇异时,其伪逆不定,从而可能导致算法失败。为避免以上情况出现,本文设计了一种动态操纵律。该操纵律不用计算Jacobi阵的伪逆,而是代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题。同时,该操纵律可使操纵误差在理论上指数收敛至零,且形式简单,易于实现。对某4 SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的。     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境，进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制／动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制／动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制／动量管理系统实物仿真，检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。     

一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

一种改进的SGCMGs奇异鲁棒伪逆操纵律算法

以单框架控制力矩陀螺（SGCMG）为卫星动量交换机构,基于建立的姿态控制系统与SGCMG系统的动力学模型,设计零动量卫星的PD（比例微分）解耦姿态控制律。为逃避奇异,提出了一种改进的单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）奇异鲁棒伪逆操纵律算法。某航天器姿态控制仿真结果表明：改进算法可避免奇异,算法有效性得以验证。     

平行构型双框架控制力矩陀螺操纵律研究

研究了平行构型双框架控制力矩陀螺(DGcMG)的操纵律.分析平行构型DGCMG系统奇异情况及控制特点,在此基础上给出角分布操纵律的设计思想及具体形式.从解决奇异问题等方面,对其性能进行分析.针对无法逃离奇异的不足和角分布运动的权重系数动态变化的需要,改进其外框架角速率指令并仿真验证改进后性能.     

单框架控制力矩陀螺的奇异分析及操纵律设计

通过对单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）的奇异问题的分析,设计了一种新的伪逆解与零运动向量相结合的操纵律来回避SGCMGs的内部奇异点。首先通过绘制金字塔构型SGCMGs奇异角动量曲面及典型角动量切面对应的奇异度量极值曲面,研究了其奇异的几何特性。然后以缩小期望力矩与各SGCMG角动量的夹角为目的,给出了一种新的零运动向量构造方法用于操纵律的设计。该方法在全局范围内考虑,并未参考当前奇异度量值,故能有效地避免奇异度量局部极值所对应的内部显奇异点。最后将其与现有的几种操纵律进行了数学仿真对比,验证了其有效性及优越性。     

五棱锥SGCMGs失效时奇异构型几何分析及操纵律设计

单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的奇异构型几何分析及相应的操纵律设计是其在使用中遇到的主要问题。针对五棱锥SGCMGs构型及其单只失效后的奇异情况进行几何分析,考虑五棱锥构型单只SGCMG失效后显奇异点深入角动量体内部这一特性,设计了一种既能充分利用零空间运动,又能实现显奇异点规避的SGCMGs操纵律。仿真分析结果表明:设计改进后的操纵律能在有效解决五棱锥SGCMGs构型中单只陀螺失效后带来内部复杂奇异问题的同时,实现控制精度的大幅提升。     

Singularity avoidance of control moment gyros by one-step ahead singularity index

A steering law of control moment gyros for spacecraft attitude control by using one-step ahead singularity index is addressed in this paper. In some recent studies, the null motion approaches or singularity robustness steering laws have been extensively investigated to avoid singular configurations for a control momentum gyro (CMG) cluster. As a novel approach different from them, the proposed approach is based on optimization technique by minimizing the one-step ahead singularity index. Modified approaches are also presented in this paper. The proposed one-step prediction method ultimately gives an optimized solution of gimbal rates with advanced ability to avoid a singularity. A singularity index for reliable computation of a gradient vector is also introduced. Finally, performance of the proposed algorithm is demonstrated by numerical simulations.     

柔性空间结构的分散模糊变结构控制

提出了一种适用于一类不确定大系统的分散变结构控制方法 ,并将该方法用于柔性空间结构的控制系统设计中。考虑到复杂大系统的系统关联及不确定因素复杂 ,在控制律中引入了模糊控制规则来确定分散控制律中的非线性分量大小 ,使控制系统设计时不需知道系统不确定变化及关联的具体情况 ,简化了控制器的设计。同时 ,模糊控制规则的引入还有效减弱了一般分散变结构控制系统的抖颤问题。所设计的控制系统可以保证柔性空间结构系统在未知参数摄动以及外界干扰情况下的稳定。数字仿真结果表明该方法的有效性。     

一种用磁力矩器控制卫星姿态的新方法

本文研究如何用磁力矩器控制极地轨道上对地指向卫星的姿态。由于地磁场的方向在轨道上周期变化，卫星的姿态动力方程是一个线性周期系统。本文采用块能控标准形和滑动模态的设计思想，提出了种开关控制方法，可以保证线性周期系统的稳定性。文中给出一个仿真例子验证了此方法的有效性。     

Suboptimal,two-burn,midlevel thrust,LEO-GEO transfer: Practical control schemes

This paper presentes the results of an algorithm developed at INTELSAT to (1) synthesize suboptimal, two-burn midlevel thrust, LEO-GEO transfer trajectories; (2) define practical steering laws to approximate the nominal trajectories; and (3) simulate their performance. Capabilities of the algorithm include: independently selectable constant thrust levels for the two burns, constant acceleration, staging, fixing the mass at either ends of the transfer. Figures of inefficiency versus ideally impulsive transfer are plotted for a reference constant thrust case over a range of initial accelerations. The diagram indicates that acceptable inefficiencies are attainable in the initial acceleration range above 0.1 g. A comparison with an optimal two-burn low-thrust transfer indicates negligible degradation in efficiency. The results of an application to INTELSAT VI are included.     

一种新的稳健Capon波束形成算法

 针对常规Capon波束形成算法在期望信号导向矢量失配情况下性能的急剧下降,研究了一种新的基于导向矢量不确定集的稳健Capon波束形成算法。该算法通过对阵列接受信号的相关矩阵进行特征分解获得噪声子空间,使期望信号导向矢量在噪声子空间的投影最优。并且利用特征向量的结构特性推导出了最优对角加载量的解析表达式。仿真结果表明了理论分析的正确性和算法的有效性。     

基于敏捷卫星平台的星载SAR Mosaic模式研究

Mosaic模式是聚束和ScanSAR的混合模式,能同时实现高分辨率、大场景成像。提出了一种易实现的Mosaic模式,它的距离向波束切换通过电扫描完成,方位向波束扫描通过机械扫描实现。敏捷卫星能通过控制俯仰机动,方便地实现方位向机械扫描,适于实施这种Mosaic模式。针对这种Mosaic模式的特点,提出了一种新的系统设计方法。该方法从零斜视角位置开始,递推求解一系列关于Burst斜视角和驻留时间的非线性方程组,得到系统参数和时间分配方案。此外,还提出了一种基于等效展宽天线方向图的Mosaic模式性能参数近似计算方法,它能直观、便利地得到Mosaic模式各种性能参数。     

星载实时微内核操作系统的CPU调度

现代小卫星的重要特点之一是要实现卫星的自主运行。作为其控制核心的星载自主计算机操作系统的性能至关重要。当今 操作系统的发展趋势是采用微内核体系结构。它具有微型化，模块化，可移植性可扩充性等优点。ＣＰＵ调度是影响操作系统性能的关键因素。当前的微内核操作系统基本上只提供几种简单的调度策略，如ＦＩＦＯ，循环反馈等。这些都难以满足卫星系统在特定的时间内对外界作出响应的实时要求。为此，本文设计了一个新的ＣＰ     

提高卫星导航性能的阵列参数估计算法

针对卫星导航信号参数估计性能严重影响导航定位精度,提出了一种利用电磁偶极子对提高信号波达方向和极化参数估计性能的方法。充分利用接收数据协方差矩阵,通过两次特征分解,由特征分解的特征值进行极化参数估计。利用小圆环子阵导向矢量得到波达方向的粗略而无模糊的估计,大圆环子阵导向矢量得到有模糊的估计,通过解模糊得到精确的无模糊的估计,从而大幅提高了到达角的估计精度。比较了单个圆环阵列和同心圆环阵列的参数估计性能,分析了参数估计精度对抗干扰性能的影响,仿真结果表明参数估计精度的提高有效改善了卫星导航抗干扰的性能。