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微小卫星姿态控制系统半物理仿真设计及验证 总被引:5,自引:0,他引:5
针对利用反作用飞轮作为执行机构的微小卫星姿态控制系统,详细讨论了基于dSPACE实时仿真机、单轴气浮转台、星载计算机及陀螺和反作用飞轮实物的卫星姿态控制系统半物理仿真的方案设计;并利用该系统对仅用反作用飞轮的卫星姿态大角度机动控制模式进行了半物理仿真验证。仿真结果表明根据陀螺和反作用飞轮现有精度,设计的大角度姿态机动控制算法能够满足分系统技术要求,同时验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。 相似文献
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半刚性太阳电池阵结构 总被引:1,自引:0,他引:1
赵坚成 《中国空间科学技术》1982,2(4):48
<正> 一、前言在今后相当长一个时期内,太阳电池阵将仍然是卫星长期运行必不可少的能源,而展开式定向太阳电池阵(以下简称太阳阵)结构是卫星结构研制中一个比较关键的项目。由于航天事业的迅速发展,卫星所需功率越来越高,这就要求太阳阵的尺寸更大,结构质量更轻。国外太阳阵技术已发展到第三代。结构形式繁多,至今不下几十种。但按基板形式的不 相似文献
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一种非偏置动量单飞轮加磁控制算法 总被引:1,自引:0,他引:1
《空间控制技术与应用》2014,(6)
为了提高飞轮控制可靠性,针对仅一个飞轮的非偏置动量三轴稳定控制问题,提出了飞轮不同安装方式下基于单飞轮和磁力矩器的稳定控制算法.仿真试验结果表明单个飞轮在XZ平面斜装时控制精度在0.3°左右,适合在纳星、皮星等微小卫星上应用,飞轮正装时仍可粗精度对地定向,适合多个飞轮故障情况下应用. 相似文献
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汪恩松 《北京航空航天大学学报》1994,20(4):446-451
研究了卫星太阳阵展开的动力学问题,将卫星太阳阵的结构视为树形多体系统,利用给出的自由形式树形多刚体系统运动微分方程建立太阳阵系统的动力学方程,应用为该系统动力学方程编制的计算程序,可对太阳阵展开过程中卫星本体姿态的改变量以及太阳帆板在展开过程中的运动参数进行数值计算。 相似文献
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柔性在卫星太阳阵展开运动中影响的分析 总被引:3,自引:0,他引:3
在卫星太阳阵展开过程中,采用有限元法将太阳板的变形能计算出来,并引入系统运动微分方程的广义力中,通过求解系统运动微分方程,从而得到太阳阵展开的全过程和展开时间。。算例表明,采用此理论与方法更符合实际。 相似文献
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卫星姿控飞轮通常采用一对精密油润滑角接触球轴承进行旋转支撑.由于飞轮长寿命、高可靠、高精度要求和独特的空间环境,轴承采用微量油润滑.润滑油过多和不足都将导致飞轮轴承摩擦力矩增大和寿命降低,因此存在轴承润滑最佳油量.基于弹流润滑理论,提出了飞轮轴承润滑最佳油量的理论计算方法,并通过球-盘摩擦副进行实验验证.实验结果验证了飞轮轴承润滑最佳油量理论计算方法的有效性. 相似文献
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“风云一号” B 卫星姿态控制系统 总被引:8,自引:1,他引:7
徐福祥 《中国空间科学技术》1997,17(3):1-8
“风云一号”气象卫星姿态控制系统采用了三轴稳定对地定向的主动控制方案。已发射了两颗(A、B)卫星,其中B星是在A星主控系统的基础上,增加了一个完整的备份系统,采取一系列冗余措施并设计全方位姿态重新捕获的故障对策。经飞行试验及在轨故障应急处理证明,系统设计是完善和成功的,其中反作用飞轮控制、偏置动量控制、磁章动进动和飞轮卸载控制、全方位姿态重新捕获方案在中国是首次采用,均取得了较好的飞行效果,为长寿命卫星姿态控制系统的设计积累了宝贵经验。 相似文献
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基于扩张状态观测器的飞轮故障检测与恢复 总被引:2,自引:1,他引:2
飞轮是卫星姿态控制系统中的主要执行部件,实现其自主故障检测与恢复对于维持卫星正常姿态具有很重要的意义.在建立了精确飞轮开环系统模型的基础上,设计了二阶非线性连续扩张状态观测器ESO(Extended State Observer).将飞轮故障视为系统外扰,并假设其余外扰是小量可忽略,则利用此ESO不仅能实时得到飞轮开环系统的状态量,当飞轮发生故障时更能快速准确地估计出故障量.因而无需产生系统残差即可直接进行故障检测,同时根据故障量的大小对系统输入即驱动电压进行补偿,使飞轮转速仍能维持正常值,保证卫星姿态不受故障影响.数值仿真验证了此方法的有效性. 相似文献
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美国在1994年1月25日发射的克莱门汀-1小型月球探测器,在月球轨道上飞行的2个多月时间内,摄制了月球的立体图和地质结构图。但这并不是美国所要追求的首要目标。克莱门汀计划实际是为已接替了“星球大战”计划的“弹道导弹防御组织”(MBDO)策划的,旨在改进国防部未来的卫星和导弹技术。因此,在这个探测器上,载满了随它完成第一次空间旅行的各种组件和装置,包括:红外聚焦平面网、激光陀螺惯性系统、光纤陀螺惯性系统、集成控制电子反作用飞轮、氢-镍蓄电池、砷化镓太阳电池帆板、32比特信号处理装置和容量为1.9… 相似文献
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一种磁悬浮飞轮增益预调交叉反馈控制方法 总被引:1,自引:1,他引:0
磁悬浮飞轮转子在高转速下表现出的陀螺效应是影响系统稳定性的主要因素.为了提高磁悬浮飞轮的失稳转速,针对陀螺效应引起的系统章动失稳和进动失稳,提出了一种基于转速的增益预调交叉反馈控制方法,针对不同的转速段,建立在线控制相对应的交叉反馈通道增益和带宽参数表,对进动模态和章动模态分别实现交叉相位补偿.采用该控制方法用经典控制理论中的根轨迹法对系统的章动稳定性进行了仿真并对控制参数进行了优化.仿真和实验结果表明,采用这种基于转速的增益预调交叉反馈的控制算法,能够有效地抑制磁悬浮飞轮转子陀螺效应所导致的章动失稳,所设计的磁悬浮飞轮原理样机能够稳定运行在其额定转速30000r/min. 相似文献
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针对两输入两输出的多体卫星控制系统,采用工程中的天线驱动组件为天线转动提供驱动力矩,在天线小角度机动条件下,对此线性模型采用多变量频域设计法中的序列回差设计技术,设计卫星本体俯仰姿态和天线转动的多输入多输出(MIMO)控制器,利用Nyquist稳定判据证明系统的稳定性.在此基础上分别利用回差阵奇异值法和逆回差阵奇异值法计算MIMO控制系统的稳定裕度,将两种方法所得结果相结合以减小稳定裕度计算的保守性,最后通过数值仿真验证了控制算法和控制系统稳定裕度结果的有效性. 相似文献
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“斯巴达”(Spartan)过去属于多余军用装置。为了使军用品转为民用,并为空间科学研究作出贡献,目前已利用它作为探测恒星和太阳的一种特殊飞行器。最早用在探空火箭上,短暂地观察大气和进行天文学研究,用来研究高能天体物理学、太阳物理学、紫外天文学,这样斯巴达又象一颗天文学卫星,只不过飞行时间比卫星短,但灵活性大,能回收,可多次使用。“斯巴达”将是一个长久性空间科学研究平台。美国航宇局想用“斯巴达”飞行器进行国际空间合作,以色列准备在“斯巴达”平台上置放一台观测太阳仪器。美国期望中国能参加进来,以示两国空间合作的开端。“斯巴达”飞行器目前已改用航天飞机发射和回收。其结构简单,使用方便,费用低,效用高。美宇航局已改设计成功三种不同的“斯巴达”空间探测器:第一种是高能天体物理学“斯巴达”飞行器,有一个平台,置放光学观测仪器,适用于各种矩形阵探测器,使之定向恒星天体;第二种是太阳物理学“斯巴远”飞行器,装备有一架43厘米直径望远远。它能精确地定向观测太阳面上选定的点;第三种为紫外天文学“斯巴达”飞行器,采用了前两种“斯巴达”的设计概念和装置。它将携带一架55厘米直径的望远镜,观测恒星,其外形似第二种“斯巴达”的望远镜,也用了一个类似第一种“斯巴达”的精确定向系统。下面介绍一下“斯巴达”探测器发展经过及未来探空目的。 相似文献
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取消了定子铁心的外转子永磁无刷直流飞轮电机,以其高效性、轻量化、转矩密度大、寿命长和无污染等优点被广泛应用于微小卫星姿态控制系统。依据磁场的形成原理对定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机进行了分类,主要包括径向磁场型和轴向磁场型。阐述了不同结构拓扑下定子无铁心永磁无刷直流电机的特征和关键技术,包括定子绕组、转子和永磁体、磁悬浮轴承技术、损耗与振动等。报告了定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机的研究进展,总结了定子无铁心永磁无刷直流飞轮电机的效率、转矩等特性,讨论了该类无铁心永磁无刷直流飞轮电机的研究方向和发展趋势。 相似文献
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为了充分验证太阳帆板驱动机构功率传输通路的设计可靠性和生产过程控制的有效性,在分析太阳帆板驱动机构在轨真实工况及传统测试方法的基础上,设计了一种地面模拟电池阵开关分流的方法,该方法使用太阳电池阵模拟器模拟处于开关分流状态的分阵,利用具有两种工作模式并可自动高速切换的电子负载模拟分流开关管.将该方法应用于太阳帆板驱动机构的功率传输通路测试,给出了测试系统的组成及试验结果.试验结果表明该方法可有效模拟开关分流工况,提高了SADM产品地面验证的充分性. 相似文献