Solar Pressure Attitude Stabilization of Earth-Pointing Spacecraft

The development of a solar pressure control system for three-axis attitude control of Earth-oriented spacecraft is presented. A controller configuration consisting of two rotatable mirrorlike surfaces, representing the minimum hardware implementation, is considered. Optimal control theory is applied to synthesize a feedback control law directly governing the differential rotation of the control surfaces. The system performance is evaluated through the response analysis of a satellite subject to destabilizing gravity gradient torques as well as external disturbances. Even under such adverse conditions, the results indicate a moderately sized controller to be quite effective in maintaining the desired Earth-pointing spacecraft orientation. The validity of the optimal control law is established for all times of the year, and the feasibility of implementing suboptimal control policies is also examined.     

基于自抗扰的无人机俯仰姿态控制

针对无人机俯仰姿态控制回路在模型参数和复杂外界环境等不确定性干扰影响下鲁棒性差、系统响应速度慢的问题,采用工程上易实现的自抗扰控制(ADRC)方法设计了俯仰姿态控制器,通过构造线性扩张状态观测器(LESO)估计不确定性干扰,并在控制回路中对干扰进行实时补偿.性能分析与仿真结果表明,基于ADRC的无人机俯仰姿态控制器具有良好的性能和干扰抑制能力,并且能够实现对控制指令的精确跟踪.     

关于剩磁对卫星姿态确定与控制影响的研究

讨论了稳态剩磁对地磁姿态确定与控制系统的性能的影响。对某些卫星来说,星上的直流电设备单元会产生一个支配性的稳定磁场。文中提出一个姿态确定滤波器对剩磁场的影响进行了估计,然后从剩磁矩指向、大小及伸杆长度3方面分析了剩磁干扰力矩对姿态控制精度的影响。通过计算机仿真发现:该滤波器能有效消除剩磁场对姿态确定的影响;不同指向的剩磁矩令三轴控制精度出现较大的起伏,而不断增大的剩磁量则使控制偏差呈正比例增大,伸杆长度的影响却很微小。     

太阳帆航天器被动姿态控制研究

针对由有效载荷、太阳帆和4个控制叶片所组成的太阳帆航天器系统,从物理模型出发,利用欧拉方程建立了姿态动力学模型,并通过数值仿真对太阳帆航天器基于控制叶片的对日定向性能进行了研究。研究结果表明,在行星际飞行中太阳帆航天器可以通过使控制叶片保持偏置来保持姿态稳定。     

卫星姿态时延反步容错控制

针对卫星在轨飞行过程中存在执行机构故障及带有常值干扰的控制问题,提出了一种将时延控制(TDC)与反步技术相结合的鲁棒容错控制方法。该方法在继承反步控制优点的同时,引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差;同时,利用TDC的逼近能力来补偿执行机构的故障,且对设计者而言,故障信息不需要进行在线的检测和分离,而仅需要一步状态迭代。基于Lyapunov方法从理论上证明了系统的稳定性。最后,将该方法应用于卫星的姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和执行机构故障的约束,在完成姿态调节控制的同时,具有良好的过渡过程品质。     

一种同步自旋卫星姿态控制优化方法

根据同步自旋卫星姿态的运动规律以及自旋卫星姿态的长期实测数据,建立了姿态变化规律方程,采用最小二乘方法求解姿态变化方程,实现对自旋卫星姿态预测,预测误差小于0.05..针对目前工程应用中姿态保持周期短的问题,结合姿态及轨道倾角变化规律,建立目标姿态选取的约束方程,并利用投影梯度法求解约束方程,寻求姿态保持时间长的姿态控制目标.实际应用结果表明：该方法可以延长姿态控制周期,使自旋卫星姿态保持周期达到1 a.     

编队卫星分布式鲁棒饱和姿态协同控制

研究跟踪时变参考姿态情况下控制输入饱和的编队飞行卫星姿态协同控制问题.针对不同情形,通过恰当地利用双曲正切函数,提出3种连续有界的协同控制器.首先,在无外部扰动和参数不确定性的情况下,提出一种理想的饱和协同控制器.进一步,考虑角速度不可测量的情况,利用无源滤波器设计无角速度反馈的饱和协同控制器.当外部扰动和参数不确定性...     

基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一,其控制方法有多种,本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理,然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法,最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明,控制量的计算结果准确,控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗自旋卫星发射中得到应用和验证。     

地球静止轨道自旋卫星姿态确定及控制策略

本文从工程应用的角度详尽地介绍了地球静止轨道自旋卫星姿态原理及确定方法,以我国在轨运行的风云二号卫星为例,给出了大量工程实测数据,并给出姿态控制实施策略,它们已经成功地运用到我国在轨自旋同步卫星的管理。     

重力梯度力矩引起的自旋稳定卫星姿态摄动

建立了自旋稳定卫星姿态摄动的数值分析方法及模型,对重力梯度力矩作用下自旋卫星自旋轴相对于地心惯性系进动和章动以及赤经和赤纬的变化进行了仿真分析。对重力梯度力矩引起的自旋稳定卫星姿态摄动的演化规律进行了研究。指出在重力梯度力矩的作用下：自旋轴指向绕轨道面法线进动;章动角速度远小于进动角速度;轨道角速度越大,星体相对于地心惯性系的进动角速度和章动角速度越大,赤经和赤纬的变化率越大;自旋角速度越大,星体相对于地心惯性系的进动角速度和章动角速度越小,赤经和赤纬的变化率越小。     

三轴稳定卫星的星敏感器对地定姿精度分析

给出利用星敏感器进行惯性姿态和对地姿态确定的流程,重点分析了惯性姿态向对地姿态转换过程中的误差传播关系,给出了相应的误差传播矩阵和误差传播影响因子。仿真表明,由于坐标转换时引入轨道参数误差,误差传播影响因子一般在1~2之间,因而使得对地定姿精度较惯性定姿精度稍低。     

Optimal Estimation and Attitude Control of a Solar Electric Propulsion Spacecraft

Established procedures of linear, quadratic, Gaussian optimal estimation and control are developed and interpreted for their application ion to the problem of attitude control of spacecraft with dycallyamially significant elastic appendages. Results are presented both in general terms and for specific application to a solar electric spacecraft. aft. Comparisons are made between alternative coordinattems, systems, and a realistic range of design parameters is considered. For single axis control, system evaluation is accomplished by simulation of a fifteenth-order spacecraft plant with alternative second-order, fourth-order, and sixth-order constant gain estimators. Results point out the importance of modeling errors.     

太阳辐射对ER3BP拉格朗日点的影响

为了研究Halo轨道中继通信以及行星际轨道转移等问题,需要首先对拉格朗日点(平动点)的理论进行分析。使用考虑太阳辐射的椭圆型限制性三体建模,代替原有的圆型限制性三体建模,提高了建模的精度。提出了在L1,L2,L3点的更为精确的新解析解,经过Matlab仿真,其相对于精确数值解的误差,分别为Ammar的解析解的13.13%,29.51%,0.46%。     

A Diagnostic Tree Approach for Fault Cause Identification in the Attitude Control Subsystem of Satellites

Space and Earth observation programs demand stringent guarantees ensuring smooth and reliable operations of space vehicles and satellites. Due to unforeseen circumstances and naturally occurring faults, it is desired that a fault-diagnosis system be capable of detecting, isolating, identifying, or classifying faults in the system. Unfortunately, none of the existing fault-diagnosis methodologies alone can meet all the requirements of an ideal fault- diagnosis system due to the variety of fault types, their severity, and handling mechanisms. However, it is possible to overcome these shortcomings through the integration of different existing fault-diagnosis methodologies. In this paper, a novel learning-based, diagnostic-tree approach is proposed which complements and strengthens existing efficient fault detection mechanisms with an additional ability to classify different types of faults to effectively determine potential fault causes in a subsystem of a satellite. This extra capability serves as a semiautomatic diagnostic decision support aid to expert human operators at ground stations and enables them to determine fault causes and to take quick and efficient recovery/reconfiguration actions. The developed diagnosis/analysis procedure exploits a qualitative technique denoted as diagnostic tree (DX-tree) analysis as a diagnostic tool for fault cause analysis in the attitude control subsystem (ACS) of a satellite. DX-trees constructed by our proposed machine-learning-based automatic tree synthesis algorithm are demonstrated to be able to determine both known and unforeseen combinations of events leading to different fault scenarios generated through synthetic attitude control subsystem data of a satellite. Though the immediate application of our proposed approach would be at ground stations, the proposed technique has potential for being integrated with causal model-based diagnosis and recovery techniques for future autonomous space vehicle missions.     

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

 主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性.     

无人机俯仰姿态操纵性能的动稳定性影响仿真

针对无人机动稳定性与可操纵性的冲突,仿真了无人机动稳定性对操纵性的影响;在建立无人机纵向运动方程基础上,解算出俯仰姿态控制通道的传递函数;离散化处理后,采用数字PID控制器对系统进行了MATLAB仿真,得出了俯仰姿态控制通道动稳定性对操纵性能的影响;仿真结果反映了飞行控制器设计过程中需要注意的问题。     

弹丸脉冲侧喷力俯仰调姿试验与仿真研究

为了解地面垂直发射弹丸在不同直接力控制系统(RCS)输出条件下的俯仰调姿运动情况,分别采用试验与仿真的方法进行了研究.首先,设计了用于弹丸调姿试验的脉冲侧向推力器、地面发射装置以及同步测试系统,利用高速摄像机测量了弹丸在不同推力器装药量和点火间隔时间情况下的调姿运动情况,并指出这两个参量是决定弹丸最终姿态角的主要因素,...     

基于李群谱配点法的卫星姿态仿真

为了提高卫星姿态控制系统仿真的精度、可信性和长时间稳定性,提出了一种基于李群谱配点法的卫星姿态仿真方法。对于李群上动力学系统的仿真,李群谱配点法具有独特的优势,不仅能很好地保持系统的几何结构,而且具有几何收敛性。主要结合李群算法和谱方法各自的优势,给出了几何动力学与控制系统李群谱配点法的构造方法并将该算法应用于欠驱动卫星系统的姿态控制系统仿真中。     

近地轨道卫星太阳电池阵功率衰减估计

针对LEO(Low Earth Orbit,近地轨道)卫星的太阳电池阵输出功率衰减问题,在分析卫星轨道半长轴、太阳入射角、日地距离等参数变化与影响的基础上,提出按照轨道衰减快慢来区分太阳活动高年与低年,进而通过区分高年与低年,再根据不同季节分别进行太阳电池阵输出功率的衰减估计,而无须做功率归一化。同时,重点关注了夏至前后的最低输出功率的衰减情况,以此作为在轨卫星长期管理中的能源参考,建立平均电流和功率衰减因子估计模型,并结合实际工程数据进行了衰减估计。结果表明,太阳电池阵输出功率的年衰减因子约为-0.012,年衰减率约为1.2%。该结果可应用于在轨卫星长期管理的遥测诊断辅助。