基于FPGA的星载步进电机控制电路设计

针对航天设备在轨运行时间长、不易更换的特点,提出了一种力矩宽且范围可调的步进电机控制电路设计。该电路原理样机以Xilinx公司的XC3S400pq-208型FPGA为核心控制芯片,以LMD18200为步进电机驱动芯片。在对电路总体设计进行介绍的基础上,重点阐述了航天过程中步进电机阻力矩增加的问题,以及通过脉冲频率和PWM控制技术调节输出力矩的方法。试验结果表明,力矩可调范围的最大值能够使力矩裕度达到4,匹配步进电机在轨运行过程中的力矩要求。     

基于FPGA的星载步进电机控制电路设计

针对航天设备在轨运行时间长、不易更换的特点,提出了一种力矩宽且范围可调的步进电机控制电路设计。该电路原理样机以Xilinx公司的XC3S400pq-208型FPGA为核心控制芯片,以LMD18200为步进电机驱动芯片。在对电路总体设计进行介绍的基础上,重点阐述了航天过程中步进电机阻力矩增加的问题,以及通过脉冲频率和PWM控制技术调节输出力矩的方法。试验结果表明,力矩可调范围的最大值能够使力矩裕度达到4,匹配步进电机在轨运行过程中的力矩要求。     

一种适用于星载太阳翼的驱动控制器设计

为了实现星载太阳翼稳定、可靠、高精度的调速控制,本文设计一种基于FPGA的驱动控制器,通过RS-422异步通信串口接收指令,自主进行速度规划,并结合采集的零位信号进行位置闭环控制,以细分驱动的方式对两路太阳翼进行同步或独立控制.该驱动控制器使用VHDL语言设计,在Modelsim软件中进行仿真,并使用航天级FPGA通过LMD18200H桥驱动芯片连接至步进电机,对星载太阳翼进行调速、归零和停止控制.仿真和实验结果表明,该设计可以准确、稳定的控制步进电机,在64细分、100∶1减速比的条件下,低速段的速度相对误差在0. 006(°)/s之内,高速段的速度误差在±0. 13%之间.     

小管径高精度超声波流量计设计

航天器推进剂在轨剩余量测量一直是航天器在轨管理所面临的一个难题.提出采用超声波流量计测量推进剂在轨剩余量的方法,并给出了超声波流量计的设计方案.设计的新型超声波流量计结构,通过改变超声换能器的安装方式,从而延长了超声波传播路径,减少了传播过程中超声波的衰减.通过以单片机和FPGA为主控制器、以高精度时间测量芯片作为数据采集模块的流量计软硬件系统实现了超声波流量计对液体流量的高精度测量.通过恒速测试、交变流速测试和总量测试表明,该系统测量精度达到了0.5%,可满足目前航天器推进系统推进剂剩余量的在轨测量要求.     

一种高性能两相步进电动机细分驱动器的设计

以高性能单片机C8051F005和全桥脉宽调制(PWM,Pulse Width Modulation)驱动电路3955为核心实现了一种结构简单的高性能、多细分、微型化两相混合式步进电动机驱动器.该系统采用正弦波电流细分驱动和双极性、固定关断时间的恒流斩波控制方式,可调的电流衰减模式可以进一步改善步进电动机绕组的电流波形.驱动器最高细分数为256,提供细分选择、正反向控制、半流控制、使能控制,以及过压、欠压、过流、过热等电动机驱动器的保护功能.此外,系统还具有在系统调试和升级能力.从驱动器的总体设计、不同细分下电流参考信号生成和绕组电流控制等方面对该方案进行了详细的论述,实验结果证明该步进电动机高细分驱动器方案结构简单、可靠性高、运行平稳,具有良好的运行矩频特性.      

多维构架式天线展开机构的展开力学性能测试系统设计

卫星天线是卫星通信的关键部件. 为保证天线在轨可靠展开, 必须在地面对天 线展开机构的力学性能进行测试. 针对该问题, 提出一种多维构架式天线展开 机构力学性能测试系统, 模拟空间微重力和高低温环境下天线的展开过程并在 展开过程中对其进行加载测试. 根据测试系统方案及工作原理, 设 计了三自由度的重力补偿机械臂和加载装置, 并对展开机构的加载系统进行了 建模和仿真. 分析表明, 该测试系统重力平衡误差小于2% FS (Full Scale), 力矩加载误差小于2%, 满足展开机构测试要求. 该系统的提出使得展开机构测试从理论仿真提 升为全物理仿真, 对于保证卫星在轨可靠通信具有重要意义.     

基于电感特征的开关磁阻电机电流斩波控制策略

开关磁阻电机（SRM）运行在基速以下时常采用电流斩波控制（CCC），针对传统电流斩波控制中电流动态跟踪能力弱、换相区内转矩脉动大及功率器件开关频率不固定的问题，根据电感曲线的变化特征进行区间分段，提出一种基于参考电流补偿的电流斩波控制策略。在低电感区段内根据电机转速、负载的大小对参考电流进行补偿，提高相绕组在换相过程中的转矩输出能力和动态响应能力；在电感曲线的线性上升阶段，采用固定频率的脉冲宽度调制(PWM)波进行控制，使输出转矩更平滑。搭建三相12/8极开关磁阻电机仿真模型及硬件在环实验平台，考虑电机在不同转速、负载下的运行工况，选取转矩脉动指标进行对比。仿真与实验结果表明：所提控制策略能有效减小开关磁阻电机的转矩脉动，提高电机的运行性能。     

在轨加注用超声波流量计的设计与试验

针对航天器在轨加注对推进剂流量的精确测量要求,研制了在轨加注用超声波流量计。在对传播时间法研究的基础上,提出流量计管路布局的设计要求,采用计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)的方法模拟4种不同管路布局(直角型、45°锐角型、直线型和圆弧型)对流体速度分布的影响,对比得到了优化的管路布局。信号处理电路使用斩波稳定比较器,通过阈值比较法,保证了传播时间的测量精度。流量计经标定后,在量程（0～150g/s）范围内可达到0.1%的测量精度。为了验证在轨加注过程中流量计的作用,在地面环境下进行了在轨加注地面模拟试验,试验表明超声波流量计在推进剂在轨加注中使用是可行的和必要的。     

基于AVR控制器的步进电机开环定位控制技术研究CSCD

介绍了一种基于AVR单片机的步进电机控制系统,快速实现步进电机的加速-匀速-减速-定位的运行控制,在实现精确定位运行的情况下还可以实现运行时间的控制,详细分析了其实现原理,并对定位误差进行了实际测量,改变了传统的开环位置控制方法,提升了定位控制精度。     

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。     

基于序列-图像映射的航天器智能故障诊断方法

卫星组网是未来航天的发展大趋势,要保证众星在轨安全可靠稳定运行,要求单星具备高精度的在轨自主故障诊断能力。本文针对航天器控制系统故障闭环传播和数据维数高的特点,结合某航天器的地面测试数据,首先对高维耦合序列数据进行处理,实现序列到灰度图像的映射,然后采用卷积神经网络完成高精度同一故障部件的故障诊断。通过将所提方法与K邻近算法、基于主成分分析的K邻近算法等非图像化机器学习算法进行对比验证,说明了本文所提方法的有效性。     

基于FPGA的直接驱动阀用音圈电机功率驱动器

音圈电机的功率驱动器对控制器运算速度要求较高,传统方法普遍采用模拟控制,但其存在调试不便、特性漂移、不易实现复杂控制算法、无法与数字控制器直接实现接口等固有缺点.介绍了基于现场可编程门阵列(FPGA,Field Programmable Gate Array)的采用全数字式控制的直接驱动阀用音圈电机功率驱动器.利用FPGA通过模块化设计,实现了产生脉宽调制(PWM,Pulse Width Modulation)信号、电流信号采样及其数字滤波、电流闭环控制以及与其它数字控制器的通讯等功能.仿真及实验结果表明:所设计的基于FPGA的音圈电机功率驱动器具有良好的电流跟踪性能,可以满足直接驱动阀系统的控制要求.FPGA的运用,大大简化了系统硬件结构,提高了系统的控制性能,且便于扩展功能以及与其它数字控制器实现接口.     

航天器大尺度部件折叠展开原理分析及应用

围绕航天器向大尺度、远距离发展所涉及的大尺度部件在轨展开技术中新工艺、新材料、新结构等，对现有航天器大尺度部件的折展机构进行了统计与分析，系统梳理了在轨航天器折展机构的技术参数、结构与组成等。介绍了折纸艺术、自回弹材料与记忆合金等新工艺、新材料在航天器太阳帆板、天线等大尺度部件上的应用。重点分析并梳理了新型结构的特性及其工作原理，包括：充气展开式、单轴旋转式、径向扩展式、单元重构式、延长伸展式等。最后，结合即将开展的载人登月与月球基地建设、太阳系探测等深空探测任务，对在轨航天器大尺度部件的折展结构与机构的发展趋势进行了展望。     

航天器近距离相对运动的轨迹偏差分析

利用相对可达区(RRD)的概念对航天器在脉冲闭环控制方式下相对运动的轨迹偏差进行了分析。相对可达区是对航天器可能出现位置集合的一种几何描述。当航天器的状态误差服从高斯分布时,相对可达区可表示为随时间变化的误差椭球的集合。考虑航天器飞行过程中存在的不确定性因素,基于闭环控制系统下线性化的相对运动动力学模型,采用协方差分析描述函数法(CADET)对定义航天器误差椭球的协方差矩阵进行了分析,给出了根据协方差矩阵求解相对可达区包络的计算方法。通过将开环和闭环控制系统下的相对可达区包络与1 000次的Monte Carlo仿真结果进行比较,证明了偏差分析方法的适用性与有效性。     

Adaptive sliding mode control of spacecraft attitude-orbit dynamics on SE(3)

In this paper, to solve the problem of parameters uncertainty in spacecraft tracking control, an adaptive controller based on sliding mode is proposed for the relative spacecraft attitude-orbit dynamics on the Lie group SE(3). The dynamic equations of relative attitude orbit error for two spacecraft are established in the framework of Lie group SE(3). Considering the uncertainty of spacecraft parameters, a formal decomposition of known and unknown parameters, the state variables and control variables is firstly made in the original system. An online estimator is designed to evaluate the unknown parameters. A sliding mode controller is developed to actuate the spacecraft to track the target spacecraft. Then a Lyapunov function of tracking error and parameters estimated error is designed to prove the stability of the closed-loop system. Finally, the simulation results and analysis are presented to verify the effectiveness and feasibility of the proposed method.     

基于FPGA+DSP的X射线脉冲星导航原理样机的设计与实现

为了验证X射线脉冲星导航算法在星载计算机环境下的实时性和适用性,设计了基于FPGA+DSP架构的X射线脉冲星导航原理样机,导航原理样机中的FPGA用于系统的逻辑控制以及光子数据的存储;DSP则用于将接收到的光子数据进行转换、脉冲折叠、脉冲数据互相关处理、数据插值以及最小二乘滤波等算法。最后搭建了X射线脉冲星导航地面半物理仿真系统,系统以光子到达时间残差作为观测量,结合卫星轨道动力学模型,基于滤波算法实现航天器的导航定位。仿真结果表明,导航位置误差优于10 km,速度误差优于1 km/s。     

Thrusting maneuver control of a small spacecraft via only gimbaled-thruster scheme

The thrust vector control (TVC) scheme is a powerful method in spacecraft attitude control. Since the control of a small spacecraft is being studied here, a solid rocket motor (SRM) should be used instead of a liquid propellant motor. Among the TVC methods, gimbaled-TVC as an efficient method is employed in this paper. The spacecraft structure is composed of a body and a gimbaled-SRM where common attitude control systems such as reaction control system (RCS) and spin-stabilization are not presented. A nonlinear two-body model is considered for the characterization of the gimbaled-thruster spacecraft where, the only control input is provided by a gimbal actuator. The attitude of the spacecraft is affected by a large exogenous disturbance torque which is generated by a thrust vector misalignment from the center of mass (C.M). A linear control law is designed to stabilize the spacecraft attitude while rejecting the mentioned disturbance torque. A semi-analytical formulation of the region of attraction (RoA) is developed to ensure the local stability and fast convergence of the nonlinear closed-loop system. Simulation results of the 3D maneuvers are included to show the applicability of this method for use in a small spacecraft.     

基于非线性干扰观测器的航天器相对姿轨耦合控制

针对带挠性附件的服务航天器在近距离逼近失控目标航天器时的控制问题,考虑由于推进安装偏差导致的姿轨耦合,通过选用相对位置和相对姿态四元数作为状态向量,建立了服务航天器与失控目标航天器的相对位置和姿态动力学方程。考虑服务航天器的挠性附件影响,挠性振动可以视为位置和姿态控制系统微分有界的干扰。基于反馈线性化方法提出了非线性反馈控制律,设计了非线性干扰观测器,用于补偿可建模干扰,并基于所提非线性反馈控制律和非线性干扰观测器设计了复合控制器,其中非线性干扰观测器用于补偿挠性附件产生的干扰。数字仿真及半物理实物闭环验证表明,利用所设计的复合控制器能够有效补偿干扰,同时在对失控目标航天器跟踪时具有很好的鲁棒性。