轮控小卫星姿态大角度机动递阶饱和控制器设计

针对采用反作用飞轮的小卫星姿态大角度机动控制，在反作用轮输出力矩受限、速率饱和的约束条件下，采用递阶饱和方法，即限制卫星每次姿态机动的最大偏差，对姿态偏差进行逐次消除。在毋需获知最优机动轨迹规划的情况下，可用于卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制。数学仿真结果表明，本文设计的控制算．去能够实现快速姿态机动任务，具有良好的鲁棒性。     

低轨遥感卫星姿态解耦控制设计与仿真

低轨遥感卫星执行姿态稳定和姿态机动任务时,需要有效克服外部干扰力矩的作用,提高卫星姿态控制的性能,为此文章提出了姿态解耦控制设计。该设计依据解耦控制理论和实际飞轮的工作特性,在卫星运动耦合模型的基础上运用解耦控制方法设计了姿态控制律,将耦合模型分解为滚动、俯仰和偏航3个子系统进行分析,并从频域指标的角度研究了控制参数的选取方法。以资源一号02D卫星为研究对象,对文章提出的设计进行仿真,同时结合资源一号02D卫星在轨数据,比较了姿态解耦控制设计与在轨应用的控制性能指标,结果表明:文章提出的设计控制性能良好,可应用于低轨遥感卫星姿态控制。     

卫星姿态的几何确定方法初探

利用卫星模拟遥测数据确定的卫星姿态是卫星发射中的重要参数。从几何姿态确定原理入手,研究如何利用遥测信息确定自旋卫星的姿态,列写了卫星周期、自旋角速度、两面角及太阳角的计算公式,分九种情况列写了卫星姿态的计算方法及公式,并对文中方法在海上测控任务中的应用情况进行了分析。     

高轨遥感卫星持续跟踪多个动目标的任务规划方法

对多个动目标持续跟踪成像是高轨遥感卫星的重要任务之一。为此,文章提出了高轨遥感卫星对多个动目标持续跟踪的任务规划方法。以卫星姿态机动次数和姿态机动角最小为优化目标,以卫星对动目标持续跟踪的起始、终端状态、服务次数约束及时间分配的限制为约束,建立高轨遥感卫星姿态机动对多个动目标的调度模型。在此基础上,采用遗传算法生成高轨遥感卫星在每个任务周期对多个动目标调度的任务序列,结合九宫格跟踪算法完成对多个动目标的持续跟踪。仿真结果表明：任务规划方法可以成功对1个高速动目标及多个中低速动目标进行跟踪监视,具有很好的适应性。     

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。     

卡尔曼滤波技术在自旋卫星姿态确定中的研究与应用

卫星执行飞行任务时,对卫星的定向都有预定的要求。星上控制系统与地面测控系统都需要姿态确定的信息,因此如何利用卫星遥测数据来确定卫星姿态非常必要。通过引入一个离散控制过程的系统,推导出应用于自旋卫星姿态确定的卡尔曼滤波过程。根据量测量的获取情况,首先对量测量全部正常获取时的卡尔曼滤波定姿计算方法和步骤进行详细论述,然后对其他情况下的滤波进行描述,最后给出应用情况分析。     

敏捷卫星宽幅动态成像姿态调整技术研究

针对敏捷卫星在三轴姿态机动过程中"动中拍"的成像任务,分析了推扫条带与星下点轨迹成90°夹角的宽幅动态成像模式,提出了这种成像模式下的姿态调整技术。数值仿真分析了该成像模式对姿态控制精度的要求,并通过卫星工具包(STK)仿真验证了数学模型的正确性。数值仿真结果表明:在10Hz的控制周期下,姿态角的控制精度需求是0.01°,角加速度的控制精度为0.003 0～0.000 1(°)/s2。针对上述指标要求,提出采用小角度内分段匀角速度进行控制的宽幅动态成像姿态调整方法。     

基于剪式控制力矩陀螺的低轨卫星垂轨摆扫姿态控制

针对低轨卫星大范围探测,设计了基于剪式控制力矩陀螺的姿态控制系统。按照2种垂轨摆扫姿态机动轨迹,获得姿态机动的期望姿态。使用剪式安装的控制力矩陀螺作为执行机构,给出框架角速率操纵率,避免出现奇异状况,简化了雅克比矩阵。仿真验证了姿控系统对于大范围探测任务的有效性。     

一种引力波探测卫星动态姿态规划方法

在引力波探测任务中,针对大尺度激光建链时目标姿态动态变化以及姿态机动约束复杂的问题,提出了引力波探测卫星动态姿态规划方法。首先给出引力波探测卫星的最优目标姿态求解方法。然后,设计了随机节点启发式扩展方法和目标姿态实时更新方法,对力矩轨迹进行平滑处理,实现了动态目标姿态规划。仿真结果表明,与经典RRT姿态规划方法相比,本文提出的方法具有更高的指向精度,并且消耗能量少,可满足引力波探测卫星大尺度建链保持的任务需求。     

大椭圆轨道挠性卫星姿态快速机动控制研究

对具挠性附件的大椭圆轨道卫星快速姿态机动控制进行了研究。针对此类卫星的非线性姿态动力学特点,用非线性矩阵二阶系统形式建立了卫星刚体与柔性结构模态耦合的动力学模型,用反馈非线性化将其转换为一类多胞线性参变系统。针对该系统设计线性状态反馈控制律实现区域极点配置,将相应控制律参数的求解转换为线性矩阵不等式约束下的凸优化问题。仿真结果表明:所提控制方法可同时实现挠性卫星的快速机动控制和挠性振动的有效抑制,能满足大椭圆轨道运行的挠性卫星完成不同观测区域切换的姿态控制任务。研究为大椭圆轨道挠性卫星的小角度快速机动控制提供了理论支撑。     

基于磁力矩定向阻尼特性的卫星姿态磁控制

根据磁力矩在地磁场中的定向阻尼特性，提出了磁控重力梯度和有阻尼器的非重力梯度卫星姿态控制律。给出了卫星姿态运动方程，并证明采用两种方法控制卫星姿态的稳定性。根据地磁场强度变化规律选择控制系数。理论分析和仿真结果表明，基于磁力矩定向阻尼特性的卫星姿态磁控制方法简单、精度较高。     

基于磁悬浮动量轮微框架能力的卫星滚动—偏航姿态稳定控制研究

研究基于磁悬浮动量轮的微框架能力进行卫星的滚动-偏航姿态稳定控制问题。在考虑卫星 轨道角速度的条件下,建立了磁悬浮动量轮转子和卫星姿态动力学方程,设计了一种不使用 偏航姿态敏感器的卫星滚动-偏航姿态控制器。该控制器由内、外两个控制回路组成,其中 ：外环控制回路根据滚动姿态敏感器输出的卫星姿态角信息产生转子外框角-内框角的参考 值;内环控制回路控制转子外框角-内框角的稳定,并通过控制转子外框角-内框角跟随外环 回路给定的参考值变化实现动量轮转子角动量方向的变化,与卫星进行角动量交换。对所设 计的控制器进行了稳定性分析,通过仿真进一步验证了其有效性,在给定扰动和不使用偏航 敏感器的条件下,偏航角的精度和稳定度分别优于0.08°和0.0001°／s。
     

大气环境监测卫星姿轨控分系统设计与在轨验证

大气环境监测卫星是我国首颗大气环境综合探测卫星。本文介绍了大气环境监测卫星的姿轨控分系统(AOCS)设计，包括体系结构、高精度姿态测量设计和稳态飞轮控制方案等，重点论述了姿态补偿方法和在轨验证情况。在轨数据表明，卫星的姿态测量精度、指向精度和姿态稳定度均满足指标要求。     

遥感卫星高精度高稳定度控制技术

对遥感卫星高精度高稳定度控制技术进行了综述。给出了国内外高稳定度多挠性遥感卫星控制、快速机动控制、高精度姿态确定、自主智能控制等典型应用,以及未来发展趋势。分析了挠性多体卫星结构-控制一体化设计、卫星在轨试验和高精度姿态确定等关键技术。讨论了挠性多体卫星动力学建模仿真及地面试验验证,H∞控制、自适应滤波前馈等卫星姿态控制方法研究与应用,卫星结构模态与无干扰力矩在轨辨识,以及基于陀螺、星敏感器及其误差、卫星动力学模型、在轨热变形标定等高精度姿态确定技术。     

嫦娥四号着陆器定向中继链路指向及盲捕策略

嫦娥四号任务中,着陆器通过定向中继链路,向"鹊桥"中继卫星发送数传数据。为了实现窄波束定向天线对中继卫星的实时指向控制,制定了嫦娥四号中继任务的定向中继链路指向控制策略。同时,针对由于窄波束天线指向误差、着陆器着陆姿态误差以及故障情况下无法获知自身位置、姿态等问题而导致的中继链路丢失问题,制定了中继链路盲捕策略。文章论述了策略制定的依据、分析过程及实现流程,对此策略在嫦娥四号在轨任务中的实际应用和验证进行了总结。     

高分多模卫星控制分系统设计及在轨验证

高分多模卫星(GFDM-1)对控制分系统姿态测量精度、姿态确定精度、卫星姿态控制能力、卫星机动能力、可靠性和地面验证方面都提出了更高的要求。文章针对高分多模卫星的特点,对控制分系统的体系结构、技术方案、可靠性设计、寿命试验等方面进行了概述,重点论述了卫星控制分系统基于二级总线的轻小型化体系结构、高精度高稳定度姿态控制技术、敏捷机动姿态轨迹规划技术、长寿命高可靠设计方案。根据卫星在轨运行数据,给出了控制分系统单机和系统性能指标在轨验证情况。     

与非合作目标编队的相对姿态控制

针对非合作目标卫星编队飞行过程中,根据任务需要受控卫星保持指目标卫星。为了跟踪目标姿态,提出了一种相对姿态控制方法。该算法只需测量目标的相对位置,通过计算得到目标姿态。然后设计了相对角速度观测器,得到相对角速度,通过跟踪控制器实现无误差姿态跟踪。完整相对姿态控制任务包括姿态机动和姿态跟踪两部分,因此设计了混合控制器实现被控星的姿态机动和对目标姿态的动态跟踪。数值仿真结果表明该方法可以实现对运动目标的无差快速跟踪。     

双体卫星对日定向姿态机动控制

研究了双体卫星(DFP)对日定向姿态机动控制问题。首先分析双体卫星工作机理,建立载荷舱与平台舱姿态模型,推导磁浮机构线圈和磁钢相对距离的数学表达式。提出基于PD控制的载荷舱对日姿态机动、平台舱姿态跟踪以及两舱避碰等控制策略。在此基础上,为提高平台舱姿态跟踪速度,设计反步控制器对平台舱飞轮的动态特性进行补偿。进一步,为提高两舱协同控制性能,对传统PD控制进行改进,提出基于变增益PD控制的载荷舱姿态机动控制律,将两舱相对姿态信息包含在载荷舱对日姿态机动控制律中,有效降低了两舱碰撞风险,提高了两舱姿态机动速度。仿真结果表明,本文控制算法能有效实现双体卫星对日定向,且能避免两舱碰撞。     

卫星反作用控制推进系统推进剂的发展

卫星反作用控制推进系统的作用是调整卫星的最初轨道参数,控制卫星的轨道速度及轨道倾角和卫星在静止轨道上的工作姿态。这种推进系统的总冲量和工作期限还能决定卫星的有效载荷、通信容量和运行寿命。     

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.