考虑太阳帆板指向的编队卫星相对姿态跟踪控制

编队飞行一种应用是受控卫星对目标卫星跟飞或者绕飞,有效载荷指向目标卫星以执行各种任务。研究了太阳帆板固定的卫星姿态控制,在保证有效载荷始终指向目标卫星的前提下,使得太阳帆板尽可能朝向太阳。给出了太阳帆板法线与太阳光夹角最小的几何条件。采用四元数状态反馈的控制律实现了姿态跟踪,仿真结果检验了控制律有效性及太阳帆板朝向太阳的效果。     

基于对偶四元数的编队飞行卫星相对位姿描述及算法研究

针对编队飞行微小卫星,突破轨道姿态分而治之的传统模式,利用对偶四元数,提出了主从星间的相对位置和姿态统一描述方法,建立了对偶四元数卫星编队运动学模型。该方法区别于描述刚体纯旋转变换的四元数方法,将主从星的本体系之间坐标变换的旋转和平移过程进行融合、统一,并具有非常简洁的形式。同时,给出了求解模型的算法,解算出主从星间的相对位置和姿态。仿真结果表明该模型及算法科学合理,能够满足编队飞行的测控要求。     

卫星机动过程成像的姿态规划与控制研究

对有星载相机的卫星机动过程成像的姿态规划与控制进行了研究。为避免目标姿态的任意性产生的控制转序问题,用四元数描述偏流角跟踪控制。从用户角度出发,提出了两种适于机动过程成像的姿态规划模式:一是指定星体相对轨道系摆扫角速度,通过设定摆扫方向与卫星飞行方向成任意角度,可实现任意方向摆扫成像,另一是指定成像点经纬度条带,可实现海岸线等地面目标成像。在摆扫规划姿态的基础上,将绕相机光轴转过经迭代计算的偏流角作为最终的姿态控制基准,给出了高动态姿态机动控制算法。引入陀螺角速度信息以提高滚动姿态机动过程中的动态特性;将星体当前姿态与目标姿态偏差四元数作为姿态控制基准以实现任意姿态最短路径机动;以飞轮作为姿态控制执行机构,设计PD控制律,在机动过程中对内干扰力矩进行前馈控制。仿真结果验证了所提算法的有效性和工程可操作性,可用于对地成像小卫星机动过程成像的姿态规划与控制。     

基于输出反馈的编队卫星姿态同步和跟踪控制

研究了卫星编队无角速度测量信息且采用局部信息交互时的姿态协同控制问题.以四元数为姿态描述手段,采用超前滤波方法重构星体绝对和相对角速度信息,设计了基于输出反馈的分散姿态同步和跟踪控制器.利用Barbalat引理和代数图论等对闭环系统的全局渐近稳定性进行了理论分析和证明.以六星编队为背景的数值仿真进一步验证了算法的有效性.     

基于四元数的偏流角跟踪与条带拼接成像研究

根据小卫星星载相机存在后视角或安装相机摆镜导致相机实际光轴无法与星体主轴平行的状况,为避免用欧拉角时的姿态解算与转序问题,提出了一种基于四元数的卫星偏流角跟踪与条带拼接成像姿态控制方法。用四元数描述卫星姿态,根据相对轨道系目标四元数,绕相机光轴转动偏流角,以此作为成像模式目标四元数,实现绕空间轴的偏流角跟踪控制。给出了姿态规划算法:固定偏置姿态确定偏流角跟踪后的目标姿态和目标角速度,用迭代法提高偏流角控制精度,并在姿态机动过程开始即进行偏流角跟踪,保证姿态机动到位和高精度偏流角跟踪的同时实现。基于内干扰力矩前馈方法设计了姿态机动控制律。以同轨双条带拼接成像为例,给出了成像控制方法:在对日或对地定向基础上,计算偏置目标姿态和目标角速度,并调用姿态机动控制算法;姿态机动到位后,若需当轨完成多目标姿态机动,则用姿态机动控制算法保持姿态偏置飞行和偏流角跟踪控制。数学仿真结果验证了该算法的有效性和高精度。     

卫星姿态四元数的连续化方法及姿态控制算法研究

对无陀螺的微小卫星,提出了一种仅利用磁强计、太阳敏感器作为定姿部件的改进双矢量定姿算法,该算法解决了四元数输出跳变问题,基于该定姿算法确定的连续四元数设计了具有滤波功能的卫星姿态控制算法。仿真结果表明,该算法可保障卫星在任意初始状态下的姿态稳定,提高了可靠性、安全性,具有良好的工程应用前景。     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

卫星编队飞行的探测目标指向动力学与控制方法研究

卫星编队飞行的相对轨道运动和姿态指向运动并不是彼此独立的,而是相互耦合的.利用几何学方法和编队卫星的相对位置与姿态指向的耦合关系推导了卫星编队飞行的姿态指向运动学和动力学方程.并运用指数趋近律滑模控制方法对系统进行耦合控制.仿真结果表明:耦合控制系统在不借助额外姿态测量信息的情况下可同时实现相对位置和姿态指向的精确控制.     

重力梯度稳定小卫星的最优主动磁控和动量轮控制

为了提高小卫星定点精度,姿态控制系统采用俯仰轴动量轮控制和三轴磁力矩控制。用四元数方法建立起卫星动力学方程和运动学方程。以响应时间和响应时间内欧拉角误差和角速率误差的平方和这两个单目标作为目标函数,以三轴的位置增益、速率增益和卸载增益为设计变量,以三轴欧极子矩不超过要求值,俯仰轴的轮动量矩不超过要求值,以及末尾响应时间内应保证欧拉角和角速率逼近控制值为约束条件,建立起卫星最优控制模型。最后,作为例子应用到小卫星姿态控制中,结果证实最优控制算法是可行有效的。与传统PD控制相比,优化后的姿态控制性能也大大提高。     

编队InSAR相对姿态控制

编队InSAR要求较高的相对姿态指向精度和地面观测重合度。根据相对姿态控制要求，提出了编队InSAR相对姿态计算的方法，从而确定从星的期望姿态。在此基础上，设计了两种非全状态反馈控制器及相应的角速度滤波器：半状态反馈控制器和角速度滤波器，输出反馈控制器和滤波器，进行相对姿态控制。数值仿真结果表明两种方法均可满足编队InSAR相对姿态控制要求。     

卫星编队飞行的双参考向量定姿法

以微型扫描激光距离探测器(MS-LRF)为测量工具，将卫星绝对姿态确定方法中的双参考向量法用于卫星相对姿态的确定，给出了确定方法并对测量精度进行了分析。     

卫星编队飞行相对轨道的摄动研究综述

卫星在编队飞行过程中总受到各种摄动力的作用，由于轨道摄动直接影响卫星的寿命，研究卫星编队飞行相对轨道的摄动问题具有重要的意义。本文综述了国内外有关编队飞行卫星相对轨道摄动问题的研究方法以及进展，最后针对目前相对轨道摄动的研究现状，指出了进一步的研究方向。     

用于对地观测定位的编队飞行卫星群轨道构形设计

编队飞行卫星群是一组小卫星,它们具有短的相对距离、相等的轨道半长轴和微小差别的其它轨道要素,它们形成相互伴随运动,并且具有一定的构形。提出将编队飞行卫星群的轨道设计技术应用于对地观测定位卫星系统中。根据设想的要求,针对由四颗伴随卫星围绕基准卫星(或一个虚拟的中心)飞行的轨道设计案例,初步分析了编队飞行卫星群的构形保持,地球引力和大气阻力的摄动影响等问题。     

考虑控制饱和的编队飞行卫星姿态协同控制

研究了考虑控制输入饱和的编队飞行卫星姿态协同控制问题,提出了一种非线性饱和协同控制器.与单颗卫星输入受限控制中通常选用双曲正切函数不同,引入了一个新的连续可微的非线性饱和函数向量,以保证连续控制输入的有界性,并便于姿态协同系统的稳定性分析.基于闭环姿态协同系统在期望跟踪角速度不同取值情况下属于自主或非自主系统的特点,分别采用LaSalle不变原理和Barbalat引理对不同情况下的协同控制系统的稳定性进行了分析,得出了系统渐近稳定的结论.仿真结果表明,这种非线性协同控制器,既能实现编队卫星的姿态协同,又能确保控制输入的有界性.     

编队飞行卫星群的轨道动力学特性与构形设计

编队飞行卫星群由一些相对距离近的小卫星组成,在严格的条件下,若干颗伴随卫星环绕一颗中心卫星作相对运动,相对轨道为特别性质的椭圆,本文研究了编队飞行卫星群的轨道动力学特性,提出了编队飞行的轨道构形设计的原则和方法。     

卫星编队飞行星间相对运动

为分析编队卫星不同模型间的差异，分别根据动力学和运动学推导了星间相对运动的非线性、线性和相对轨道根数三种模型。以非线性相对运动模型为参考，在相同初始条件下比较各模型的位置误差。仿真结果表明：中心星在圆轨道或近圆轨道上运动时，三个模型结果相差较大。增大中心星轨道偏心率，可减小其位置误差。     

卫星编队飞行相对轨道的确定

卫星之间相对轨道的确定对于多颗卫星编队飞行的控制和任务是十分重要的。结合空间圆形的编队飞行星座，本文给出了描述卫星近距离运动的C-W方程，讨论了空间圆形的编队卫星星座的构成，进而设定了利用激光仪测量星间位置矢量，并设计了Kalman滤波器来实现相对轨道的确定，分析和仿真结果表明，Kalman滤波器能够有效提高相对位置确定精度并给出相对速度的高精度估计。     

星载GPS的毫米级编队卫星相对定位

在比较分析编队卫星相对定位与陆地相对定位技术的基础上,结合陆地相对定位技术和 卫星精密定轨技术提出了基于GPS进行编队卫星相对定位的方法及原理。文章采用2004年4月 1日到10日的GRACE卫星实测数据进行了相对定位计算,并采用KBR观测数据对本文相对定位 结果和JPL单独定轨结果进行了外部检核,检核结果表明：1. 与直接采用单独定轨结果相 比,该方法可以明显提高卫星的相对位置精度。2. 利用本文方法计算的两颗GRACE卫星相 对位置精度约为4.5 mm。
     

摄动椭圆参考轨道的相对运动状态转移方程

当面质比不同的主从卫星在近地轨道上作编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动就成为影响编队队形的两个最主要的因素,这样描述相对运动的状态转移方程必须考虑这两项摄动。该文利用相对轨道要素法推导了包含J2项摄动和大气阻力摄动参考轨道为椭圆的卫星编队相对运动较精确的状态转移方程。当主从卫星的面质比相等时大气阻力摄动对卫星编队队形的影响很小而可以忽略,这样上面的状态转移方程可以化为更简单的形式。仿真结果表明该状态转移方程能较精确的预测编队飞行的相对运动。     

卫星编队多Agent软件结构仿真研究

随着小卫星技术的发展,今后由多颗微小卫星近距离编队飞行将成为在轨航天器部署的主要形式。本文把多Agent思想引入卫星编队,提出了基于多Agent卫星编队软件结构,根据编队中不同卫星Agent的智能水平和相互关系给出了4种分布形式,在把智能水平最高的主星Agent模块化结构做重点介绍的同时,以避免两星碰撞为例阐述了模糊控制逻辑在主星决策Agent中的应用。