一种利用CES软件鉴别月球干扰的方法

月球和太阳干扰圆锥扫描红外地球敏感器(CES)导致卫星姿态波动,使若干颗中低轨道卫星在轨出现整星进入全姿态捕获模式.针对这一问题提出了一种利用CES软件鉴别月球干扰的方法,并进行了地面试验验证,试验结果表明该方法不仅可以给出"见月球"标志,并且可以剔除月球和太阳对CES姿态测量的影响.试验结果与在轨飞行遥测数据完全吻合,证明该方法完全有效.     

基于深度增强学习的卫星姿态控制方法

针对卫星在执行丢弃载荷或捕获目标等复杂任务时遭遇的姿态突然发生变化的问题,采用深度增强学习方法对卫星姿态进行控制,使卫星恢复稳定状态。具体来说,首先搭建飞行器的姿态动力学环境,并将连续的控制力矩输出离散化,然后采用Deep Q Network算法进行卫星自主姿态控制训练,以姿态角速度趋于稳定作为奖励获得离散行为的最优智能输出。仿真试验表明,面向空间卫星姿态控制的深度增强学习算法能够在卫星受到突发随机扰动后稳定卫星姿态,并能有效解决传统PD控制器依赖被控对象质量参数的难题。所提出的方法采用自主学习的方式对卫星姿态进行控制,具有很强的智能性和一定的普适性,在未来卫星执行复杂空间任务中的智能控制方面有着很好的应用潜力。     

纯磁控微小卫星姿态控制研究

针对微小卫星速率阻尼、姿态捕获及三轴稳定的不同姿态控制模式,设计了采用纯磁控的控制律.首先以轨道坐标系为参考建立卫星模型,然后在卫星能量分析和Lyapunov稳定方法基础上,应用B-dot控制进行速率阻尼,给出了全局稳定能量控制来进行姿态捕获和三轴稳定控制的新方法,同时根据线性化的卫星模型,设计了常系数LQG控制律.仿真结果表明,B-dot可以有效地进行速率阻尼,能量控制策略适用于大角度姿态捕获和三轴稳定,稳定控制时LQG与能量控制相比具有更高的精度,但稳定度略差.      

基于多目标优化的微纳卫星群姿态控制

在微纳卫星群姿态控制中,要求多个卫星相互协同,能够快速达到期望的目标姿态,同时要求能耗最小.本文提出微纳卫星群姿态控制的多目标优化模型,以同时优化卫星姿态的角度误差和降低能耗2个性能指标函数.基于MATLAB用弹性约束法求解该优化问题,得到了多目标优化的帕累托前沿,并给出了其相应的卫星姿态,实现了多个微纳卫星姿态机动控制和协同控制.仿真结果表明本文运用的多目标优化方法在微纳卫星姿态机动控制和协同控制中是有效的.     

对太阳姿态定向圆轨道近地卫星发射窗口的设计

本文讨论了一类对太阳姿态定向科学卫星发射窗口的设计问题.根据姿态捕获的要求,推导了有关的设计公式,讨论了对运载火箭姿态控制的要求,给出了设计发射窗口的步骤和实例.文中的结果可供同类卫星轨道设计时参考.     

“风云一号” B 卫星姿态控制系统

“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。     

一种卫星快速姿态机动及稳定控制方法

针对小卫星快速姿态机动要求,提出一种基于粒子群优化（PSO）算法的卫星快速姿态机动及稳定控制方法。该方法首先以粒子种群的初始位置为卫星机动加速阶段终点时刻进行路径规划,然后针对规划好的路径利用维持跟踪控制进行姿态机动,在路径末端利用黄金分割和逻辑微分进行稳定控制,最后以卫星姿态到达目标角度且保持稳定的时间作为适配值,寻找出一条在该组合控制方法和限制条件下的最优路径进行姿态机动及稳定控制。该控制方法能够根据星体的实际动力学特性、环境特征、限制条件及控制性能进行最优机动及稳定控制。将该方法应用到小卫星的姿态机动控制中,仿真结果表明该方法有效。     

挠性卫星自适应姿态跟踪控制

具有较强变轨或姿态机动能力的卫星,在轨运行过程中其质量特性随着液体燃料的消耗而不断变化,卫星的惯量特性也随之变化,使卫星质量参数呈现不确知的特性。如何在惯量矩阵未知情况下实现挠性卫星的姿态跟踪控制是研究的重点。考虑目标姿态角速度可以时变的一般情形,设计了基于误差四元数的自适应姿态跟踪控制律,给出了稳定性证明。数学仿真结果表明该控制律能够在卫星转动惯量未知情况下,保证卫星本体姿态和跟踪目标姿态。     

磁控小卫星周期时变的比例微分控制设计方法

在极地圆轨道上工作的对地定向磁控小卫星,其动力学方程是一个线性周期系统。根据极地轨道地磁场变化的特性,利用卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈信号,提出也一种采用磁力矩器的比例微分控制规律设计方法。     

挠性卫星姿态的有限时间终端滑模稳定控制

针对挠性航天器的姿态稳定控制问题,提出了一种基于双幂次趋近律的终端滑模有限时间控制方法,该方法考虑了卫星运行过程中受到的环境干扰和刚柔耦合问题.首先,采用非线性干扰观测器和超螺旋观测器分别估计了外干扰力矩和星上传感器无法敏感的角加速度信息.其次,采用双幂次趋近律,设计了一种终端滑模控制器,并基于Lyapunov方法证明了系统的全局稳定性.仿真结果表明,所提方法在有效抑制挠性附件结构振动响应的同时,快速、高效的实现了卫星姿态的有限时间稳定控制.     

基于同波束干涉测量的航天器姿态测量研究

基于地基同波束干涉测量,建立了航天器姿态测量数学模型及方程,给出了姿态解算方法,并对方程可解性与解算精度因子进行了分析。通过模拟在轨航天器轨道运行,进行了基于同波束干涉测量的航天器姿态解算数值仿真和误差分析,对解算误差和观测俯仰角的关系进行了分析和验证。结果表明,利用3个地面测站针对航天器上3个下行天线信号开展同波束干涉测量,辅以精度因子约束进行姿态解算,可以获得有效的航天器姿态信息,其精度最高可达0.001°。该方法可以作为在轨航天器姿态测量的备份手段。     

基于微小卫星合作博弈的失效航天器姿态接管控制

针对多颗微小卫星接管控制失效航天器姿态运动的问题,提出了一种基于多颗微小卫星合作博弈实现对失效航天器姿态接管控制的方法。首先,面向失效航天器姿态接管控制任务需求,设计了各颗微小卫星的局部目标函数,并在考虑多颗微小卫星与失效航天器所形成组合体的动力学约束、微小卫星控制约束的情况下,建立了多颗微小卫星的合作博弈模型。其次,为实现失效航天器对时变期望姿态轨迹的跟踪,在合理设计期望姿态轨迹的基础上,通过构建组合体增广姿态运动方程,将跟踪期望姿态轨迹的要求描述为微小卫星合作博弈控制问题中的一组约束,并建立了多颗微小卫星控制失效航天器跟踪时变轨迹的合作博弈帕累托最优策略的求解框架。最后,对微小卫星合作博弈控制方法的有效性进行仿真验证,结果表明：该方法能够在不需要进行微小卫星控制分配的情况下,通过多颗微小卫星的合作博弈实现对失效航天器的姿态接管控制。与传统方法相比,这种控制方法可避免进行微小卫星之间的控制分配,能够实现微小卫星能量消耗的全局最优且设计简单便于考虑微小卫星的控制约束。     

飞轮控制的欠驱动刚体航天器姿态控制器设计

针对"三正交加斜装"反作用轮系统中某两个本体轴上的飞轮失效的欠驱动情况,研究了航天器的姿态控制问题.在系统初始角动量为零的条件下,设计分段解耦控制律,实现了姿态稳定.采用欧拉角描述法建立了欠驱动航天器的姿态动力学方程和运动学方程.在系统初始角动量为零的条件下,通过分析方程的解耦特性,设计了分段解耦控制律.该方法经过6次机动控制,可实现姿态稳定.数值仿真验证了方法的有效性.     

航天器编队飞行多目标姿态跟踪终端滑模控制

研究航天器编队飞行多目标姿态跟踪控制问题.为避免姿态大范围跟踪可能出现的奇点,采用欧拉参数描述航天器姿态.基于终端滑模技术,设计多目标姿态跟踪终端滑模控制器,并应用Lyapunov稳定性理论和扩展的Lyapunov有限时间稳定性理论证明控制系统稳定性和有限时间收敛性.该控制器参数方便调整,易于实现.由于没有对复杂多体航天器动力学进行线性化处理,从而保证了姿态跟踪控制精度.仿真结果表明,存在惯量参数摄动和外部干扰力矩的情况下,所设计的多目标姿态跟踪控制器具有良好鲁棒性和优越的跟踪性能.     

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

行星探测器GNC系统自主安全模式设计

针对行星探测器GNC系统自主生存能力要求高的特点,设计具有黄极捕获功能的惯性安全模式和无惯性系定向支持的应急安全模式．描述安全模式下姿态确定与控制任务,提出相应的方案．通过对安全模式的任务分析可知,该模式下探测器可以自主进行姿态机动,保证能源供给和星地通信链路建立．     

太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构.     

一种无角速度信息的挠性航天器姿态控制方法

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置中无角速度测量信息情形下的姿态控制问题,基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器,利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性,并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

基于粒子群算法的航天器姿态机动路径规划

研究航天器在星载设备受多种几何约束情况下,大角度姿态机动时的姿态路径规划问题.采用罗德里格斯参数描述姿态,将姿态机动路径规划问题转化为点机器人的三维路径规划问题.基于粒子群优化技术设计了航天器复杂约束下大角度姿态机动的路径规划算法.数值仿真结果表明,该方法对于复杂约束下航天器姿态机动的运动规划是有效的.