三轴稳定通信卫星在地球搜索模式下的陀螺标定

本文介绍三轴稳定通信卫星在转移轨道远地点点火前，在地球搜索模式下的陀螺标定方法和计算公式。此种陀螺标定需进行两次姿态机动，利用太阳敏感器和速率积分陀螺遥测数据标定陀螺的常值漂移。     

卫星地球-射频敏感器组合定姿滤波算法研究

基于卡尔曼滤波理论以及卫星定姿技术的发现状况，对卡尔曼滤波在静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感器和射频敏感器组合定姿中的应用作了一定的研究。建立了静止轨道三稳定卫星姿态动力学模型和红外－射频敏感器组合定姿的姿态量测模型，针对这一模型，应用推广的卡尔曼滤波进行姿态估计，并进行了计算机仿真，验证了滤波方法应用于静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感哭和射频敏感器组合定姿的有效性和优越性。     

地球同步三轴稳定卫星的偏航姿态确定

地球同步三轴稳定卫星在正常运行方式下的偏航姿态控制分主动式和被动式两种。主动偏航姿态控制需要偏航姿态信息,而在位置保持机动方式下需要偏航主动控制,这也需要偏航信息。由于天线反射器法线和卫星本体偏航轴并不重合,往往有几度夹角,偏航姿态偏差对天线指向精度要求的提高,对偏航精度要求也愈来愈高。本文针对目前地球同步三轴稳定卫星常用的偏航姿态确定方法做了讨论。着重讨论了利用太阳敏感器,地球敏感器和射频敏感器的三种组合模式确定偏航资态的方法,包括利用统计法估计偏航姿态。本文还对上述各种方法进行了误差分析和性能比较。     

微小卫星轨道姿态一体化确定算法研究

突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性.     

通过轨道上估算陀螺漂移改进陀螺罗盘的测量精度

本文证明了在不采用恒星光学敏感器的情况下,在两个正交安装的速度陀螺和一个红外地平仪组成的标准陀螺罗盘中增加一个斜装陀螺并不能估计出滚动陀螺的漂移.提出了在不用恒星光学敏感器的情况下通过改变系统结构来改进陀螺罗盘测量精度的三种方法:摇摆模式,连续旋转模式和增加一个附加陀螺的变结构模式.初步分析表明,第三种模式较容易实现,而且增加了系统的可靠性.当三个陀螺中任一个发生故障时,通过改变结构仍可进行三轴稳定卫星的姿态测量.     

某卫星姿态角的确定和对测量部件的故障诊断

卫星三轴姿态的确定是对卫星进行姿态控制的基础,利用陀螺和红外敏感器互补的特性,并对测量所得到的数据进行处理,便可得到卫星姿态角的估计值。陀螺和红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中关键的测量部件,两者的测量输出通过卫星运动学方程相关,有冗余关系,可以用于故障检测。本文对所设计的观测器进行了数值仿真,证实了其有效性,并直接利用所设计的观测器进行故障检测,首先得出陀螺和红外地球敏感器在各种故障下的输出残差曲线,然后分析陀螺和红外地球敏感器的不同故障对输出残差信号的不同影响,找出各种故障与不同输出残差的对应关系,从而确定发生故障的部件。     

在轨地球同步卫星地球敏感器干扰及指向计算

从工程应用角度,基于太阳、月球位置和卫星轨道根数推导了太阳和月球对地球同步轨道卫星红外地球敏感器干扰的计算公式及预报方法,同时给出了安全模式下卫星Z轴跟踪太阳时星上天线指向变化的计算模型。计算结果和卫星下传遥测数据验证了方法的正确性,可用于实际卫星管理。     

一种重力测量卫星质心在轨标定改进算法

针对重力测量卫星质心在轨标定算法中存在的陀螺精度不高且易失效的问题,提出了一种应用星敏感器和静电加速度计的质心标定改进算法。在该算法中,将一个明显大于干扰力矩的周期性磁力矩,作用于卫星上;将星敏感器观测量代入预测滤波器中,估计卫星的角速度及角加速度;利用静电加速度计信息设计扩展卡尔曼滤波,从而实现卫星质心的标定。数学仿真结果表明:此算法能够对卫星的角速度及质心位置进行实时估计,卫星质心三轴最佳标定精度均优于0.05mm,可实现陀螺失效情况下卫星质心较为精确的标定。     

基于UKF的微小卫星姿态确定方法研究

围绕某日-地空间环境组网探测系统中三轴稳定微小卫星定姿分系统的设计需求,基于陀螺、太阳敏感器、磁强计和星敏感器4种敏感器,研究了微小卫星在速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日对地定向及维持模式、试验模式下的系统建模方法,以及基于Unscented卡尔曼滤波(UKF)的组合定姿方法。数值仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中三轴稳定微小卫星在轨运行的定姿精度要求,为该微小卫星半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。     

基于OMNeT++的卫星姿态控制系统仿真

针对三轴稳定卫星的姿态控制系统,在离散事件仿真平台OMNeT 的基础上,建立了一个以星敏感器和陀螺为敏感器,反作用飞轮为执行机构的闭环控制仿真系统。采用双矢量定姿算法和PID控制算法,对该卫星在对地定向模式下的控制精度进行了仿真。仿真结果清晰地反映了星敏感器和反作用飞轮输出延时对控制精度的影响。整个仿真系统符合面向对象和模块化的程序设计理念,并实现了仿真程序的重用。     

对地定向三轴稳定卫星的圆锥扫描地球敏感器的数学模型

本文介绍了对地定向三轴稳定卫星的圆锥扫描式地球敏感器的姿态测量原理、输出几何关系和数学模型，并以实际例子说明大角度姿态控制时必须注意敏感器输出的轴间耦合问题     

单轴速率三轴位置惯性测试转台误差及传递分析

阐述了单轴速率三轴位置惯性测试转台系统误差的种类,诸如安装面与轴线平行度、位置精度和回转精度等,主要来源于安装工艺、控制系统精度、测角系统精度以及机械磨损等因素,不可避免地存在于转台系统中。由此产生了综合性的指向误差并对测试数据造成影响,文章根据飞行仿真转台的指向误差公式推导出了适合本实验用惯性测试转台的误差计算公式。依据实际的测试流程计算出各轴的指向误差,得出标度因数、阈值、分辨率等参数测试时,指向误差使得被测参数偏小;而对于交叉耦合参数,造成被测参数偏大,在对高精度陀螺组合测试时应予以估计和补偿。     

一种星光折射卫星自主导航系统方案设计

利用星光折射间接敏感地平的卫星自主导航方案具有导航精度高、自主性强的特点,是一种极具应用潜力的自主导航方案。在基于星光折射的自主导航方案中,折射星的准确识别与折射角的精确获取是实现高精度导航的基础。提出了一种基于双星敏感器,利用连续高度星图模拟与匹配技术实现高精度折射星识别和折射角获取的方法,并在此基础上设计了一种新颖的基于星光折射的卫星自主导航系统方案。同时,为了验证该方案的可行性,设计了相关的折射星仿真程序,以轨道高度为686km的对地观测卫星为例进行计算机仿真验证,结果表明在星敏感器精度为3″时,该导航系统平均位置误差约为145m,最大位置误差不超过400m。     

用三轴转台辨识陀螺仪误差模型系数时的速率试验设计

介绍了用三轴转台的匀角速率功能标定捷联陀螺仪的动态误差模型系数的方法。首先计算了陀螺仪的输出，陀螺仪的误差模型系数以及三轴转台三轴同时施加的角速率的函数关系。其次在给定不同的中、内环角速率比时，用傅立叶分析的方法得出了陀螺仪输出的各次谐波幅值与动态误差模型系数的关系，以及相应的结构矩阵和信息矩阵。最后根据信息矩阵行列式值与外环角速率的关系，选定了标定陀螺仪动态误差模型系数时的最优三轴速率试验计划。     

System design and performance of the two-gyro science mode for the Hubble Space Telescope

For 15 years, the science mission of the Hubble Space Telescope (HST) required using three of the six on-board rate gyros for attitude control. Failed gyros were eventually replaced through Space Shuttle Servicing Missions. To ensure the maximum science mission life, a two-gyro science (TGS) mode has been designed and implemented with performance comparable to three-gyro operations. The excellent performance has enabled a transition to operations with 2 gyros (by intentionally turning off a running gyro to save it for later use), and allows for an even greater science mission extension. Predictions show the gain in mission life approaching two years. In TGS mode, the rate information formerly provided by the third gyro is provided by another sensor. There are three submodes, each defined by the sensor used to provide the missing rate information (magnetometers, star trackers, and fine guidance sensors). Although each sensor has limitations, when used sequentially they provide the means to transition from relatively large, post-maneuver attitude errors of up to 10, to the arcsecond errors needed to transition to fine pointing required for science observing. Only small reductions in science productivity exist in TGS mode primarily due to more difficult target scheduling necessary to satisfy constraints imposed by the use of the star trackers. Scientists see no degradation in image quality due to the very low jitters levels that are nearly equivalent to three-gyro mode.     

转台高精度模拟卫星三轴角速度解耦算法研究

针对传统法解决转台解耦问题存在的不足,将欧拉角速度转为陀螺角速度,地球自转作为转动激励,提出了一种新的转台解耦方法。对框角解耦算法以及卫星三轴与转台三轴不同关系条件下的转台改进算法进行了仿真。结果表明:用转台模拟卫星欧拉姿态角时,应尽量避免中内框夹角过小;卫星稳态运行时,转台的内外框分别模拟卫星的俯仰、偏航轴。转台不会产生接近奇异的现象。     

卫星波束标校信号码型对比分析

针对GEO轨道通信卫星同步定点后会出现周期性漂移,导致波束指向不确定的问题,本文对波束标校系统中的信号捕获进行了研究。由于标校信号捕获依赖于标校信号之间的正交性及其自相关特性,因此文中提出了标校系统中信号码型选择需要考虑的关键问题。特别是在天线存在指向误差时,Ka频段标校站接收信号功率最大差异可达近30 dB,这给标校信号码型设计和标校信号的捕获带来了困难,因此文中从码型的抗干扰性能、实现复杂度、能量估计精度和捕获特性等几个方面,分析和对比了m序列信号、Walsh信号、单频信号和Chirp信号（扫频信号）这4种码型各自的优点和缺点,并用MATLAB进行了仿真。结果表明：在抗干扰性能上,伪随机序列信号和Walsh信号最好,Chirp信号次之,单频信号最差;在复杂度方面,Chirp最复杂,伪随机序列和Walsh序列次之,单频方式最简单;在估计精度方面,三者的估计精度相当;在捕获性能方面,Walsh信号的捕获性能明显优于m序列,而且当两个标校站的接收信号功率之间存在较大差异时,Walsh信号的捕获性能明显优于m序列。因此标校系统可优先选择Walsh码作为标校信号。     

Design and on-orbit performance of the attitude determination and control system for the ZDPS-1A pico-satellite

The ZDPS-1A pico-satellite, developed by the Zhejiang University, is featured with a three-axis stabilizing capability. It is 15×15×15 cm³ cube-shaped satellite with a total mass of 3.5 kg. ZDPS-1A is the first pico-satellite that has been launched successfully in China. The mission of ZDPS-1A is on-orbit system verification of student-build pico-satellite and wide range earth observation with a micro panoramic camera. A miniature momentum wheel is employed to offer gyro stiffness stability in the pitch (orbit normal) axis. Magnetic coils are employed to generate control torques to achieve the three-axis stabilization of nadir-pointing. The attitude sensors employed in the design include two three-axis magnetometers (TAMs), a three-axis gyro, and two sun sensors. Both ground simulations and on-orbit testing are conducted to verify the feasibility of the given attitude determination and control system (ADCS).