航天飞机的姿态控制系统

本文讨论小型航天飞机姿态控制系统中可以采用的一些技术的设想和各飞行段姿态控制系统的方案。系统工作的高可靠度、运载器横向弹性模态与控制系统的耦合、姿态运动之间的交连等等问题,需要妥善解决,文中提出了对策。还讨论了航天飞机飞行控制系统可以应用的飞行器主动控制技术(即CCV随控布局技术)及卸载技术,使控制系统发挥充分作用和潜力,以改善航天飞机的技术经济指标。     

微小卫星轨道姿态一体化确定算法研究

突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性.     

皮卫星姿态确定与控制系统的半实物仿真

卫星姿态确定与控制系统(ADCS)半实物仿真是地面模拟卫星在轨运行情况的一种试验方法,用于检验系统方案以及性能指标。针对皮卫星的特点提出一种可行的姿态控制系统地面半实物仿真方案,利用MATLAB对卫星动力学、卫星运动学进行仿真建模,并模拟输出卫星轨道环境姿态参考矢量(太阳和磁场)供卫星姿态敏感器采集。结合硬件系统完成对皮卫星姿态控制系统的方案验证。仿真试验结果表明设计的半实物仿真方法是有效可行的,解决了皮卫星地面仿真的困难。这种低成本、易实现的半实物仿真平台可广泛用于其它小卫星ADCS系统的检验。     

星相数据的姿态确定

本文给出了利用卫星拍摄的星相数据计算卫星姿态的数学关系式和计算方法。经实际使用证明这种方法是正确的。     

使神号航天飞机的飞行控制系统

本文介绍了使神号航天飞机的飞行控制系统目前的研究情况,它包括航天飞机的飞行程序,轨道与姿态控制系统及关键技术。     

利用双星系统确定载体姿态研究

提出一种基于优化方法的双星定姿算法 ,将载波相位观测作了适当的变形 ,得到适用于基于向量观测的姿态确定算法的问题形式 ,然后采用QUEST算法求解姿态。深入分析了定姿方差和基线布局对定姿精度的影响。计算机仿真结果表明 ,分析的理论定姿精度与统计定姿精度吻合 ,说明了算法的可行性 ,对于实际应用具有一定的指导意义。     

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题,为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量,提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器,然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合,进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离,又能够诊断星敏感器的故障。此外,该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离,其计算量小,有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验,仿真结果表明了所提方法的有效性。     

基于UKF的微小卫星姿态确定方法研究

围绕某日-地空间环境组网探测系统中三轴稳定微小卫星定姿分系统的设计需求,基于陀螺、太阳敏感器、磁强计和星敏感器4种敏感器,研究了微小卫星在速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日对地定向及维持模式、试验模式下的系统建模方法,以及基于Unscented卡尔曼滤波(UKF)的组合定姿方法。数值仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中三轴稳定微小卫星在轨运行的定姿精度要求,为该微小卫星半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。     

水平起降航天飞机火箭—冲压—火箭方案概念研究

本文提出了水平起降、两级入轨航天飞机的火箭-冲压-火箭方案。着重讨论了实现这个方案的推进系统,对冲压发动机采取了提前点火和高空补氧两项关键技术,使本方案具有可行性。在优化了推进系统的基础上,提出本方案航天飞机总体布局和基本尺寸,并给出飞行轨迹。通过质量计算所得的有效载荷比具有先进性。     

一种卫星姿态确定的非线性算法

在稳态卡尔曼滤波算法中引入非线性项 ,改进了算法的性能。思路是在姿态确定误差较大时 ,使得非线性滤波算法等价于具有较大滤波增益的稳态卡尔曼滤波器。理论分析和仿真结果表明在保证同样稳态估计精度的情况下 ,与稳态卡尔曼滤波算法相比较 ,非线性滤波算法具有更快的收敛速度     

基于GPS及其与磁强计组合的姿态确定算法研究

提出了一种组合敏感器定姿算法，针对卫星上同时装备有磁强计与全球卫星定位系统（GPS）的情况，利用两者的测量信息，在卡尔曼滤波算法的基础上，对两者信息融合定姿算法进行了设计和仿真，旨在提高卫星自主定姿精度和可靠性，结果表明，组合定姿算法使姿态确定的精度得到提高。     

参数不确定挠性航天器的姿态跟踪控制

许多空间飞行任务需要挠性航天器的姿态跟踪控制。由于燃料消耗和柔性附件展开等原因,挠性航天器的惯量矩阵并非确定的常值矩阵,本文研究惯量矩阵未知时挠性航天器的姿态跟踪控制问题。基于惯量估计器设计了非线性反馈控制器,使航天器跟踪惯性空间的目标姿态角速度。通过构造Lyapunov函数并利用Barbalat引理证明了控制系统的全局渐进稳定性。最后进行了数值仿真以验证控制器的有效性。     

航天飞机末端区域能量管理段航程设计研究

末端区域能量管理段的主要目的是控制航天飞机的动能和势能，并最终达到进场着陆段的初始要求，以保证最终成功着陆。制导系统通过能量、速度和侧向轨迹的控制，使航天飞机达到标准的能量状态。而航程设计是制导系统的基础，制导系统中控制指令的产生都依赖于航程预测，因此，设计预测航程对航天飞机顺利完成末区能量管理段的飞行至关重要。所采用的制导方法是将末端区域能量管理段划分为四个飞行段，即S形转弯段、捕获段、航向校准段及进场前飞行段。分别对四段进行了预测航程设计，并给出了仿真实例。仿真结果表明所设计的航程能够使航天飞机很好地完成末区能量管理段的飞行，具有较高的工程实现价值。     

某卫星姿态角的确定和对测量部件的故障诊断

卫星三轴姿态的确定是对卫星进行姿态控制的基础,利用陀螺和红外敏感器互补的特性,并对测量所得到的数据进行处理,便可得到卫星姿态角的估计值。陀螺和红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中关键的测量部件,两者的测量输出通过卫星运动学方程相关,有冗余关系,可以用于故障检测。本文对所设计的观测器进行了数值仿真,证实了其有效性,并直接利用所设计的观测器进行故障检测,首先得出陀螺和红外地球敏感器在各种故障下的输出残差曲线,然后分析陀螺和红外地球敏感器的不同故障对输出残差信号的不同影响,找出各种故障与不同输出残差的对应关系,从而确定发生故障的部件。     

基于磁强计的微小卫星姿态确定

针对极轨微小卫星，提出了一种基于磁强计的改进EKF算法。通过对仅利用磁强计确定卫星姿态时的误差来源进行分析，并且对磁强计量测模型做出了改进，并进行了适当的简化。在不明显影响精度的情况下，使得计算量得到了显著降低，数学仿真表明算法是收敛的、有效的。该算法具有极大的工程实用意义，对于EKF方法在低成本微小卫星的成功应用是一个有益的探索。     

基于陀螺和四元数的EKF卫星姿态确定算法

为保证卫星姿态确定的高精度，利用星敏感器提供的姿态四元数，结合扩展卡尔曼滤波（EKF）对陀螺漂移和安装误差进行实时补偿。建立了滤波器数学模型，并通过数学仿真获得了算法的理论精度，同时分析了星敏感器安装误差对姿态确定的影响。     

航天飞机自动着陆技术概念研究

自动着陆段是航天飞机整个飞行任务的最后一段 ,它是指从离地高度 30 0 0m的自动着陆入口到航天飞机在跑道上着陆滑跑的这一段飞行。在自动着陆段 ,航天飞机着陆采用对基准轨迹跟踪的方式 ,就是根据预先设计好的基准轨迹 ,各模态的制导系统将航天飞机的高度误差和高度速率误差按照一定制导律得出法向加速度指令 ,去控制飞机 ,以跟踪基准轨迹。本文还阐述了速度控制、起落架着地后的俯仰速率控制、横滚改出及飞行员人工监控和接管航天飞机着陆等内容。自动着陆技术的概念研究为以后航天飞机自动着陆系统的开发提供了必要的设计思想与工程实现手段     

航天飞机轨道飞行乘员的心血管检查和心血管失调

在航天飞机前４次飞行期间，为了确保乘员的健康和安全，测量了每名乘员的心血管指标，由血压和心电图的数据，可以确定微重力环境所引起的心血管失调的程度，为此目的，推导出定量的心血管失调指数（Ｃａｒｄｉｏｖａｓｃｕｌａｒ Ｉｎｄｅｘ ｏｆ Ｄｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｉｎｇ－ＣＩＤ），为临床医生评价提供帮助，观察了等渗盐水作为一种对抗立位耐力降低的防护措施，并发现对防止血液动力学的影响是部份有效的。据观察，再入     

卫星姿态确定系统的故障可诊断性分析方法

提出一种适用于线性系统的故障可诊断性分析方法,并将其应用于卫星姿态确定系统,从而实现在地面设计阶段提高系统故障诊断能力的目标.为有效解决K-L散度应用于卫星姿态确定系统故障可诊断性分析中存在的问题,基于方向相似度原理设计新的可检测性和可隔离性量化分析方法.通过数学仿真,验证了该方法的正确性和有效性.