近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整

以某近圆太阳同步轨道卫星为例,分析了倾角偏差引起的降交点地方时的漂移规律及影响。为将降交点地方时漂移限制在允许的范围内,给出了轨道倾角调整方案,仿真实验结果表明控制方案有效。     

基于倾角修正的太阳同步轨道降交点地方时主动控制及应用

研究通过近圆太阳同步轨道卫星倾角修正控制使卫星降交点地方时反向漂移的方法,给出了控制动力学方程,分析了倾角控制的电源、轨控推力器和地面测控系统等约束条件并提出了轨道控制方案。介绍了我国首次太阳同步轨道卫星大倾角修正控制的在轨实践,对轨道倾角控制精度进行了分析和评估。修正过程中利用陀螺常值漂移对姿态机动的影响,使倾角控制对半长轴产生有利的耦合作用,减少了推进剂消耗。在轨实测结果验证了该法对降交点地方时漂移控制的有效性。     

入轨精度对降交点地方时的影响分析

先提出太阳同步轨道的设计方法和降交点地方时的计算方法,然后以降交点地方时偏差作为评价标准,采用正交试验设计方法分析入轨精度对其影响。实例计算结果表明,入轨偏差将导致降交点地方时随时间积累不断漂移,轨道倾角偏差对降交点地方时的影响最大,半长轴偏差的影响次之,而偏心率偏差的影响最小。     

太阳同步轨道卫星交点地方时漂移估算方法研究

根据我国第一代极轨气象卫星“风云一号”C(FY-1C)星轨道实际观测值，分析了太阳_同步轨道卫星轨道漂移的一般规律，提出了一种简便有效的卫星交点地方时漂移估算方法，并用FY-1C星实际的交点地方时漂移量，对该方法进行了分析和改进。     

GEO电推进卫星轨道漂移策略研究

为满足GEO卫星定点位置调整的需求,利用电推力器在GEO上的控制方法,以轨道倾角、漂移经度和漂移率为目标,提出了一套结合南北位置保持的GEO卫星电推进轨道漂移策略。通过分析电推进平台在进行位置保持时的电推力器控制方法,设计电推力器点火策略,得出了漂移阶段推力器点火时刻及时长的计算方法,并分析出漂移各个阶段时间的估算公式。利用龙格库塔法对该策略进行了数值仿真验证,结果表明:文章中提出的电推进平台轨道漂移策略能够在无须姿态大幅调整并不增加额外燃料消耗的基础上完成对目标经度的轨道转移,满足漂移任务要求,并保证轨道倾角在漂移过程中稳定在0.01°以内。     

LEO卫星发射机功率长期变化分析

针对空间环境辐射效应对低轨(Low Earth Orbit,LEO)卫星固态功放器件的长期影响,以工作超过15年的某卫星发射机为对象,在详细讨论卫星轨道半长轴、倾角、光照角和降交点地方时漂移基础上,分析发射机在轨温度、输出功率等参数变化,重点考察功率长期漂移情况.通过建立模型对功率衰减进行估计,最后结合遥测数据进行检验...     

两种南北位置保持控制策略研究

根据倾角漂移基本原理,对某三轴稳定地球同步卫星的倾角控制短期策略和长期策略进行了研究。仿真结果表明：两种南北位置保持策略均能使倾角控制在既定的精度范围内,从长远角度看,短期策略的南北保持周期略长,卫星控制频度基本相当;长期策略燃料消耗量较少,方法实现相对复杂。     

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。     

中继卫星轨道倾角漂移对在轨校相影响分析及策略

针对中继卫星轨道倾角在一个较大范围内变化，在轨校相采用天线精确指向标校站后，方位向、俯仰向十字拉偏标定校相码的方法，校相时间长，校相过程中轨道漂移带来的星上天线指向变化会影响校相准确性等问题，文章对轨道倾角漂移引起的星上天线指向变化进行仿真，并分析该变化对在轨校相的影响。以此为依据，对中继卫星角跟踪系统在轨校相方案进行研究，给出了粗校准与精校准相结合的校相策略，将轨道倾角漂移引起星上天线指向变化带来的校相误差降至最小。中继卫星角跟踪系统采用该方案进行相位校准后，在天线半功率波束宽度范围内，方位和俯仰误差信号的极性正确，交叉耦合小于20%，多次执行捕获跟踪任务，均能成功捕获跟踪目标，并且自动跟踪精度优于指标要求，验证了相位的正确性，表明该方案切实可行。     

微小卫星绕飞空间站的动力学和控制

研究微小卫星围绕空间站飞行，监视空间站运行和外现状态，减少航天员舱外活动。这是小卫星一种新的应用概念。本文主要研究绕飞轨道动力学和稳定性，以及在有摄动情况下保持绕飞轨道的控制策略。这种控制策略所消耗燃料非常少，根据仿真实验结果，绕飞卫星飞行一个月时间仅消耗燃料的速度增量约为3～4m／s。     

三维攻击角度约束部分制导控制一体化设计

针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题,提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先,建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型,且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后,使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量,达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的;引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性;设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿,以提高方法的鲁棒性。最后,三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。     

可重复使用飞行器再入控制系统设计

本文首先分析了可重复使用飞行器的控制结构,然后提出了一种智能变结构控制器,它可以使可重复使用飞行器控制系统克服现有方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动的不利影响。最后通过simulink建模对控制系统进行了内外两回路协同仿真,验证了此控制系统能很好地跟踪输入,并且较好地解决了存在于变结构控制系统中抖振问题。     

空间站姿态控制和动量管理研究

空间站在利用控制力矩陀螺 (CMG)进行姿态控制的过程中 ,由CMG产生的内力矩使空间站角动量重新调整分配 ,会引起控制力矩陀螺角动量随时间的累积 ,从而导致角动量的饱和。本文在空间站姿态控制与动量管理 (ACMM )线性化模型基础上 ,首先建立了不考虑扰动抑制下的控制系统稳定模型 ,其次分析了考虑扰动抑制下的控制器设计 ,引入线性系统有关理论 ,利用内模原理实现对扰动抑制的鲁棒控制 ,最后通过仿真验证了系统的有效性     

准滑模控制在大气层外拦截器姿态控制中的应用

滑模变结构控制本身的抖振问题影响了其在实际中的广泛应用,而准滑模变结构控制不仅能够削弱系统抖振,而且对干扰具有较强的鲁棒性。本文以大气层外拦截器(EKV)为研究对象,采用准滑模控制律,并经过简单的推导给出了邻域Δ的一种选择方法。数学仿真表明,EKV的姿态控制采用准滑模控制,在各种干扰情况下姿态角偏差都能稳定,还削弱了抖振。因此,准滑模控制应用于EKV的姿态控制是可行的。     

卫星制导炸弹控制回路中的自抗扰控制

针对卫星制导炸弹在实际应用中控制系统所面临的问题,提出了将自抗扰控制用于卫星制导炸弹控制回路中的控制方法,即利用扩张状态观测器对系统的干扰进行实时估计与补偿,将被控对象变成积分器串联型,进行非线性PD控制。分析及数值仿真结果表明,该控制方法具有较强的抗干扰能力,具有控制品质优良、精度高、算法简单等特点,是一种可应用于实际系统中的理想姿态控制方案。     

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8 s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10~(-4)以内。     

磁悬浮飞轮转子系统的快速Terminal滑模控制

针对磁悬浮飞轮(MSFW)高精度控制的要求,提出了磁悬浮飞轮转子的快速Terminal滑模控制(FTSMC)以实现其鲁棒控制。建立了MSFW动力学方程,对MSFW受控自由度引入交叉反馈设计实现了各自由度解耦,分析并选取了三阶非线性微分跟踪器得到所需的微分信号,设计了快速Terminal滑模控制器,并利用Lyapunov函数证明了该控制系统的稳定性。仿真结果表明,与采用普通滑模控制相比,该控制系统具有状态响应快、系统状态在设定时间内迅速收敛以及抖振小等特点。     

高超声速飞行器的抗饱和切换控制

针对高超声速飞行器动力学模型强非线性及飞行过程中系统参数变化剧烈的问题,提出一种根据飞行包线分区并分别建立独立的子系统的切换系统建模方式和抗饱和切换控制方法。通过缩小子系统模型对应的飞行空域,降低系统线性化以及参数变化带来的影响,使得线性控制理论能够应用于高超声速飞行器的控制器设计当中。考虑到飞行过程中可能会遇到的执行器饱和问题,本文在切换系统模型的基础上,为高超声速飞行器设计了抗饱和切换控制器。仿真算例验证了提出的切换系统模型的优越性及抗饱和控制器的有效性。     

基于深度学习的组合体航天器模型预测控制

利用模型预测算法先预测控制结果后控制的类人行为特点,借助深度学习在多参数寻优上的优势,提出了一种基于卷积神经网络的模型预测控制算法,满足航天工程低硬件需求,实现组合航天器多场景下姿态控制律的重构。该算法首先利用模型预测控制将组合航天器从初始状态控制到预期状态,然后将控制过程中状态量用于3层3核卷积神经网络的训练,训练完成后,用该卷积神经网络代替模型预测对组合航天器进行控制,从而降低计算资源需求。仿真校验表明：该算法可预测5个控制周期内的控制参数,相比传统模型预测算法所需硬件计算时间降低约5倍,在一般硬件环境下30 s内即可完成各场景下的组合航天器姿态控制,控制精度在10 -4 量级。     

基于误差修正的直接力／气动力双层姿态控制设计

针对直接力／气动力复合姿态控制问题,将具有扩张观测器的动态逆控制与最优控制相结合,设计了一种基于误差修正的直接力／气动力复合控制双层姿态控制方法。该控制方法以气动力控制为主,将滑模变结构控制与动态逆控制相结合进行气动力控制,通过引入扩展观测器对控制系统中的不确定干扰进行估计与补偿,以提高控制系统的鲁棒性;在此基础上,基于最优控制方法进行直接力控制设计以实现跟踪误差快速修正,达到提高系统响应速度的目的。与气动力单独控制的仿真结果对比表明,该复合控制算法能够有效改善系统的动态响应特性。