零动量卫星轮控系统可重构性设计研究

针对卫星姿态控制系统设计中常见的动量轮配置问题,总结了星上常用的5种轮控系统构型,首先对各种构型从角动量包络、干扰力矩下动量轮的饱和情况、系统功耗和可靠性等方面进行了可重构性分析和比较,在此基础上提炼了动量轮可重构性设计准则,可为轮控系统的设计提供参考依据。     

基于周期变化惯量积的主动章动控制方法研究

偏置动量卫星姿态控制过程中会产生章动运动。若星体俯仰轴与其它轴存在固定的惯量积,则可以利用偏置动量轮有效地克服章动。针对转动惯量周期性变化的偏置动量卫星,提出一种通过在动量轮的控制律中引入时变的滚动轴信息,利用动量轮克服滚动轴／偏航轴章动影响的方法。通过数学仿真验证了该算法的有效性。     

三轴零动量卫星在轨转偏置动量控制的设计与实现

针对资源一号02B卫星运行中主份陀螺失效的问题,提出了通过在轨注入偏置动量控制程序到控制计算机(AOCC),将三轴零动量控制系统转为偏置动量控制加磁控的方案.给出了整星偏置动量控制器设计,通过在轨飞行数据分析了该方案的实施效果.该卫星转为无陀螺的偏置动量控制的成功经验,为三轴零动量卫星在关键部件(如陀螺、动量轮等)故障时实现高可靠运行提供了一种设计方案.     

一种混合动量轮系的故障重构策略研究

针对卫星快速机动的需求,提出一种动量轮混合配置的策略,给出在系统故障重构且维持整星零动量情况下,混合轮系中各动量轮标称角动量的分配方法以及力矩分配矩阵的算法,使得重构后单轴能够输出最大力矩.计算结果表明新算法能有效降低小力矩动量轮饱和带来的不利影响,增强了系统的控制能力.     

一种在轨改善偏置动量卫星控制精度的方法

对多个偏置动量卫星在轨飞行的遥测数据观察后发现．其中一些卫星的X轴和Z轴控制误差较大，且有明显的常值偏差存在．对这一现象进行分析，从偏置动量卫星的控制原理上找到了姿态偏差较大的原因，进而提出修正方法．在轨飞行测试表明：原姿态超差的偏置动量卫星采用本方法后，姿态控制精度得到明显改善，证明了本方法行之有效．     

射流动量控制器精细建模及其应用

文章研究了新型姿态控制执行机构——射流动量控制器的精细动力学模型.基于流场内的流体特性,分析了粘性使流场速度衰减的规律,通过对流动面各点的速度积分,推导了与工质特性相关的执行机构等效角动量,得到了能够反映射流动量控制器内部特性的精细动力学模型.然后,建立了含有三正交构型射流动量控制器组的航天器姿态动力学模型,并依据该动力学模型设计了姿态控制律.仿真结果表明,依据射流动量控制器精细模型得到的执行机构输出力矩反应速度快、误差小,应用在航天器姿态控制的过程中提高了对航天器控制的效率和精度.     

基于偏置角动量的欠驱动航天器姿态保持控制

对有扰情况下欠驱动航天器三轴姿态保持控制问题进行了研究,提出一种基于俯仰偏置动量轮和滚动轴推力器的姿态保持控制方法。该方法基于偏置动量航天器滚动-俯仰轴耦合的原理实现,避免了欠驱动零动量航天器平衡点附近欠驱动轴耦合弱的问题;将航天器的姿态运动分为长周期运动和短周期运动,用极点配置方法进行控制律设计,给出保证系统稳定的参数选取范围,求出了系统稳态误差。最后,通过数值仿真验证了所设计的控制器不但能快速消除初始姿态偏差,而且能抵抗外干扰将航天器姿态保持在平衡点附近。     

单框架控制力矩陀螺构型分析与奇异可视化

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统构型的分析和评价指标中,构型效益和可控效益分别反映了构型角动量包络和奇点在空间中的分布,可在一定程度上反映构型的性能。然而,构型效益不够直观,而可控效益中包含了角动量包络大小的影响。为此,将构型效益归一化,并从可控效益中去除角动量包络的影响,定义了两个新的构型指标--角动量利用率和非奇异率,对构型进行分析和评价。在此基础上,为了直观反映不同构型对奇点分布的影响,引入奇异可视化方法对不同构型下的奇异角动量曲面分布情况进行了对比分析。分析结果表明,SGCMG个数和构型的对称性是影响构型指标和奇异角动量曲面分布的主要因素。     

考虑耦合效应的动量轮扰动测量

动量轮微振动是影响卫星姿态控制精度的重要因素.测量动量轮扰动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.由于动量轮的扰动频带很宽,扰动会与测试台的固有频率产生耦合.应用"动质量测试法"来定量地考察测试台刚度对扰动力测试的影响,并建立动量轮的力学模型,以得到不受影响的纯扰动.设计两种不同刚度的测试平台进行扰动测试.应用放大系数对测试结果进行修正,得到消除测试平台刚度影响的测试结果并进行比较.比较结果表明:动质量测试与理论建模结合法能够得到测试台的刚度对测试结果的影响.      

一种长寿命、高可靠、高精度卫星姿态控制用惯性执行机构

介绍一种由4个15 N.m.s动量轮组成的惯性执行机构.该机构动量轮特有的轴系及其润滑系统设计赋予机构长寿命、高可靠、高精度的特点.机构本身的冗余设计思想和四动量轮高速偏置工作并组成整星零动量的工作模式进一步提高了机构的可靠性和高的控制精度.本机构在"中-巴,,合作研制的"资源1号"卫星中使用取得了成功.卫星已在轨工作超过2年半,从末发生故障而且有望再工作一年以上.卫星指向精度优于0.1(°),指向速率稳定度优于0.001(°)/s.     

A study of reaction wheel configurations for a 3-axis satellite attitude control

The satellite reaction wheel’s configuration plays also an important role in providing the attitude control torques. Several configurations based on three or four reaction wheels are investigated in order to identify the most suitable orientation that consumes a minimum power. Such information in a coherent form is not summarized in any publication; and therefore, an extensive literature search is required to obtain these results. In addition, most of the available results are from different test conditions; hence, making them difficult for comparison purposes. In this work, the standard reaction wheel control and angular momentum unloading schemes are adopted for all the reaction wheel configurations. The schemes will be presented together with their governing equations, making them fully amenable to numerical treatments. Numerical simulations are then performed for all the possible reaction wheel configurations with respect to an identical reference mission. All the configurations are analyzed in terms of their torques, momentums and attitude control performances. Based on the simulations, the reaction wheel configuration that has a minimum total control torque level is identified, which also corresponds to the configuration with minimum power consumption.     

可变构型的控制力矩陀螺控制方法

针对固定构型的控制力矩陀螺群无法灵活改变其合成角动量包络以适应卫星不同工况的姿态机动需求问题,设计了一种可变构型的控制力矩陀螺群控制方法。建立了可变构型的控制力矩陀螺群的动力学模型;在考虑控制力矩陀螺群框架角速度、高速转子转速以及构型倾角变化速率等多变量下,设计了可变构型的控制力矩陀螺群的操纵律;分析了构型倾角固定和构型倾角可变情形下的控制力矩陀螺群合成角动量包络和奇异状态分布情况。采用可变构型的控制力矩陀螺群进行了卫星多工况姿态敏捷机动控制。数学仿真校验表明,可变构型的控制力矩陀螺控制方法能够实现金字塔构型下不同数目的控制力矩陀螺故障时的卫星三轴敏捷机动控制。     

动量轮微振动机理及仿真

动量轮是卫星等航天器姿态控制和精度保持的关键机械部件,其微振动严重影响卫星姿态稳定度和成像精度。动量轮的非均匀、非连续几何构形和旋转效应会引起结构系统的参数激励和载荷激励。针对具有非均匀力学特征参数的动量轮结构系统动力学模型,通过分析动力学方程中各矩阵参数的扰动,进行动量轮微振动机理的研究。仿真和试验结果表明:动量轮结构系统内部存在基频和高频激励,其中基频主要来自支点动载荷,高频来自轴承碾压作用;轮缘的局部振动会随转速形成前后行波。      

零动量轮卫星姿态控制系统研究

针对零动量轮卫星控制系统解耦和进动抑制问题,提出了一种新的进动抑制方案。分析了仅靠飞轮控制的零动量轮卫星系统的稳定性。将偏置动量轮卫星的进动和章动抑制原理引入零动量控制系统,并针对零动量轮卫星自身特性,对磁控制规律进行改进,解决了不解耦情况下零动量轮卫星的进动抑制问题。仿真结果验证了所提方案的可行性和有效性。     

速率模式飞轮姿态控制系统飞轮组合平稳切换方法

对速率模式飞轮姿态控制系统的能控性、稳定性和飞轮组合切换过程进行了研究,揭示了在飞轮组合切换过程中引起卫星姿态抖动的原因,提出了通过对残余角动量进行卸载并将卸载函数同时前馈到系统输入的方法,以保持卫星姿态的稳定度。从理论上证明了可引入残余角动量进行卸载,将卸载函数同时前馈到系统输入,并且不改变原系统的能控性和稳定性。给出了某卫星飞轮切换应用实例,说明了飞轮组合平稳切换方法的有效性。     

基于峭度熵与分层极限学习机的动量轮轴承故障诊断研究

动量轮是卫星姿态控制系统的关键部件,其可靠性直接关系到整星寿命与安全.作为动量轮的核心组件,轴承易于发生故障,且独特结构和复杂运行环境导致监测信号信噪比低,早期故障诊断困难.针对这种情况,对变分模态分解和峭度熵结合的特征提取方法进行研究,获得动量轮轴承监测信号中的微弱故障特征,并建立特征向量.引入分层极限学习机,对结构...     

“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。     

灵敏小卫星能量/姿态一体化控制研究

研究应用变速控制力矩陀螺群(VSCMGs, Variable Speed Control Moment Gyros)作为主执行机构,完成灵敏小卫星多目标快速姿态机动时的能量/姿态一体化控制问题.在考虑执行机构饱和、机动任务要求和敏感器测量与跟踪能力受限等情况下,设计了非线性的姿态/能量一体化控制器,对由于频繁的姿态机动引起的姿态四元数的漂移进行了整定.设计了VSCMGs的操纵律.按是否接近框架构型奇异,合理分配了操纵任务,并设计了相应的操纵方法.对采用金字塔构型的VSCMGs进行了较为严格的仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,同时能够满足能量控制要求和VSCMGs转子转速的平衡.     

Jitter reduction of a reaction wheel by management of angular momentum using magnetic torquers in nano- and micro-satellites

Nowadays, nano- and micro-satellites, which are smaller than conventional large satellites, provide access to space to many satellite developers, and they are attracting interest as an application of space development because development is possible over shorter time period at a lower cost. In most of these nano- and micro-satellite missions, the satellites generally must meet strict attitude requirements for obtaining scientific data under strict constraints of power consumption, space, and weight. In many satellite missions, the jitter of a reaction wheel degrades the performance of the mission detectors and attitude sensors; therefore, jitter should be controlled or isolated to reduce its effect on sensor devices. In conventional standard-sized satellites, tip-tilt mirrors (TTMs) and isolators are used for controlling or isolating the vibrations from reaction wheels; however, it is difficult to use these devices for nano- and micro-satellite missions under the strict power, space, and mass constraints. In this research, the jitter of reaction wheels is reduced by using accurate sensors, small reaction wheels, and slow rotation frequency reaction wheel instead of TTMs and isolators. The objective of a reaction wheel in many satellite missions is the management of the satellite’s angular momentum, which increases because of attitude disturbances. If the magnitude of the disturbance is reduced in orbit or on the ground, the magnitude of the angular momentum that the reaction wheels gain from attitude disturbances in orbit becomes smaller; therefore, satellites can stabilize their attitude using only smaller reaction wheels or slow rotation speed, which cause relatively smaller vibration. In nano- and micro-satellite missions, the dominant attitude disturbance is a magnetic torque, which can be cancelled by using magnetic actuators. With the magnetic compensation, the satellite reduces the angular momentum that the reaction wheels gain, and therefore, satellites do not require large reaction wheels and higher rotation speed, which cause jitter. As a result, the satellite can reduce the effect of jitter without using conventional isolators and TTMs. Hence, the satellites can achieve precise attitude control under low power, space, and mass constraints using this proposed method. Through the example of an astronomical observation mission using nano- and micro-satellites, it is demonstrated that the jitter reduction using small reaction wheels is feasible in nano- and micro-satellites.