摆镜摆动对星载CCD相机成像的影响

利用Ｌａｇｒａｎｇｅ方程,建立了摆镜摆动与卫星姿态振动相互影响的仿真模型,并用数值计算方法计算了卫星的姿态振动,仿真分析了对星载线阵ＣＣＤ成像质量的影响。     

太阳帆板振动对星载CCD相机成像的影响

由Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理建立了带有大型拓性太阳帆板的卫星的数学模型;还建立了卫星姿态运动、轨道运动、地球自转、地球曲率、高斯投影等影响下的星载线阵ＣＣＤ成像模型。利用以上模型和数字计算机仿真技术,仿真分析了太阳帆板的弹性振动和卫星姿态的相互影响对图像质量的影响。     

基于射频敏感器的卫星三轴姿态确定方法研究

带有大型网状展开天线的同步轨道移动通信卫星,一般通过卫星本体的姿态控制间接保障星上通信天线的指向精度,难以避免天线因自身安装、变形、挠性振动等引起的指向误差.提出直接利用射频敏感器测量的信标信号误差确定卫星三轴姿态,并计算天线保持目标指向所需三轴姿态角偏差,通过卫星姿态控制系统实时或离线姿态修正以保证天线指向精度.利用数学仿真方式验证算法正确性和有效性.     

挠性卫星轨控期间动力学与姿态控制

卫星轨道控制期间,轨道控制推力会激振挠性太阳帆板,从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性,设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响,验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。     

基于一次性微冲量推力器阵列的卫星低频 振动抑制与控制

为了解决挠性卫星受扰后的主动振动控制问题,提出将一次性微冲量推力器阵列（DMITA）作为控制执行器安装在卫星太阳帆板上,其具有体积小、成本低、功耗低的特点.介绍一次性微冲量推力器主动振动控制系统（DMITAVCS）的初步应用方案,用混合坐标法推导装有DMITAVCS的挠性卫星姿态动力学方程,并给出能量最优的DMITA位置配置准则.数值仿真结果表明DMITAVCS能够快速抑制挠性卫星受扰后姿态和帆板的振动,主要得益于安装在帆板上的一次性微冲量推力器阵列（DMITA）能够产生较大的姿态驱动力臂.     

基于特征模型的挠性航天器姿态快速机动研究

刚体卫星的大角度姿态机动可以用常规的四元数反馈控制,当挠性帆板的振动和中心刚体的耦合系数很大时,大角度快速机动后姿态的稳定度较差．结合特征建模理论,设计一种卫星大角度机动的黄金分割控制算法,对三轴带挠性帆板的航天器姿态机动进行仿真,仿真结果表明,机动完成后的控制精度比四元数反馈控制方法的精度高一个数量级以上。     

多点磁场协同探测反演电离层电流密度

相对于传统的单点磁场探测,多点磁场协同探测可以同时获得各测点磁场,消除探测磁场随时间的变化,能更好地计算空间电流密度.根据由多点磁场反演计算空间电流密度的计算方法,开展数值仿真,分析卫星编队数量、卫星编队构型、卫星定位偏差、卫星姿态测量误差、磁场测量误差、外部磁场强度及外部电流密度等对电流反演误差的影响.仿真结果表明,5星编队优于4星编队.在5星编队条件下,卫星姿态测量误差、卫星编队构型和外部磁场强度是反演误差的主要来源.根据仿真结果,当卫星姿态误差为0.001°,卫星编队尺度约为100km时,赤道区域电流密度的反演相对误差约为24%.     

卫星锐波束天线指向算法及仿真

推导了卫星锐波束天线指向算法,给出了简化计算模型和仿真结果。文章所给出的天线指向算法是在已知卫星轨道和姿态的基础上,计算锐波束天线指向点二维转动角度的公式,实现卫星动态过程对指向点的保持;通过仿真给出指向点精度和姿态精度的关系,给出自主生成控制函数的简化模型,同时也验证了该算法的正确性,算法可作为星上自主计算的依据。     

单轴挠性卫星快速机动试验台

为了验证挠性卫星快速机动控制方法,搭建单轴挠性卫星快速机动试验平台.该平台基于单轴气浮台,令柔性板的挠性频率和刚挠耦合系数与真实卫星的接近.平台充分模拟了卫星在太空中的失重和无阻尼环境,被激发的挠性振动在开环情况下衰减很慢,特别适合挠性卫星姿态快速机动试验.初步的试验包括挠性参数辨识试验和姿态快速机动PD控制试验,仿真结果表明升级后的平台将可以验证快速机动控制方法.     

星载大型反射面天线的刚-柔-姿控一体化在轨振动分析方法

随着大型可展开环形天线在航天器上的应用,口径越来越大,指标更加严格,卫星姿控、轨控、太阳翼驱动等导致的机械运动必然会引起大型反射面天线的振动,从而造成电性能降低,影响任务完成质量。提供了一种获取大型环形天线在轨振动影响的刚–柔–姿控一体化分析方法,建立了集扰动源、整星刚柔耦合动力学模型、姿态控制系统、天线振动影响分析的一体化仿真分析模型,实现了在典型扰动模式下的环形天线的振动响应计算、环形天线整体指向和变形计算。分析结果为天线在轨振动影响分析、性能指标预示、振动传递机理及抑制措施提供支持。     

基于遗传算法PID整定的卫星姿态控制研究

文章针对新一代资源卫星建立了带有有效载荷的卫星姿态动力学方程,并且使用遗传算法PID参数自整定的方法进行了卫星姿态控制,有效地消除了可转动载荷对卫星姿态的影响。仿真结果表明,使用遗传算法PID参数自整定方法,对卫星的姿态系统具有较好的控制性能,并且克服了传统PID调参困难的缺点。     

转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

一种带帆板挠性的控制系统分析和设计

分析了一种卫星太阳帆板结构挠性对姿态控制系统稳定性影响的问题;给出了带挠性的控制系统仿真与设计方法。试验结果表明,通过合理的设计可以减小挠性对卫星姿态稳定性的影响,提高系统的控制精度。     

系统噪声对挠性卫星姿态控制稳定性能的影响

敏感器输出的姿态信息和执行部件输出的力矩会因部件的实际物理特性夹杂着不同水平的噪声．噪声会对系统的姿态精度和稳定度产生一定程度的影响．采用布朗运动的微商描述测量随机噪声和力矩随机噪声,分别对卫星为刚体的情况和具有附件的情况进行分析,从而得出噪声对卫星姿态的影响关系．算例表明,存在随机噪声的情况下,挠性附件会降低卫星的姿态指向精度和稳态性能．     

掩星大气探测系统误差源分析

根据掩星大气探测反演原理,研究了影响系统产品精度的误差源,并对多普勒观测误差、天线相位中心变化误差、多路径误差、卫星质心变化误差、导航卫星钟飘、卫星姿态变化误差和精密定轨速度误差进行分析,根据工程实现可行性提出了系统误差分配建议,为掩星大气探测系统设计提供参考.     

双轴卫星天线扰动特性建模、仿真及试验

卫星天线微振动是影响卫星姿态控制精度的重要因素,卫星天线扰动建模的目的是掌握其扰动规律,进而采取相应的控制方法和隔离技术.综合考虑卫星天线扰动源步进电机的扰动力以及天线结构固有模态对星体的扰动影响,建立了卫星天线机构机电一体系统对星体扰动力的数学模型.通过仿真计算,设计试验测试卫星天线扰动力,比较仿真结果和试验结果,对所建模型进行验证.比较结果表明:建立的天线扰动模型准确可靠,对卫星指向控制精度和稳定性的影响提供了借鉴和参考.      

Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制

针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。     

近距离星间相对姿轨耦合动力学建模与控制

针对在轨服务过程中近距离星间相对位置以及相对姿态精确控制的问题,考虑相对姿态与相对轨道之间的耦合作用,建立星间相对姿轨耦合动力学模型.提出编队星相对基准星进行接近绕飞的任务需求,给出相对姿态以及相对轨道的期望状态.设计相对姿态轨道联合控制算法对相对姿态和轨道进行联合控制.仿真结果表明,所设计的控制算法能够很好地抑制相对姿态与相对轨道的相互影响作用,最终实现编队星对基准星的精确指向绕飞运动.