航天器空间环境干扰力矩分析与仿真研究

针对航天器在轨运行时所受到的空间环境干扰力矩进行建模分析,并通过实时解算和矢量叠加的方式进行仿真研究,尤其对太阳光压力矩与大气阻力力矩的建模与仿真提出了新的方法,该方法通过建立光照面与迎风面的判断准则,准确地对太阳光压力矩与大气阻力力矩进行了估计。对各种空间环境干扰力矩的精确建模与仿真为航天器精确姿态控制设计及系统姿态控制方案和控制执行机构的选取提供了依据,文中提出的方法简单易用,工程实现性强,为未来的工程应用提供了一定的理论依据。     

基于IGRF地磁场模型的航天器地磁干扰力矩数值仿真

航天器长期在轨运行期间,空间磁场与其自身磁矩相互作用的累积,会对航天器的姿态造成较大影响,加重姿态控制系统负担,降低航天器的可靠性。文章分别针对航天器轨道计算及地磁场模型的使用,对航天器地磁干扰力矩数值的仿真进行了系统的研究,最终得到航天器在轨运行时地磁干扰力矩计算仿真方法。     

带转动部件航天器的RBF神经网络滑模姿态控制

航天器在空间执行任务时必须按照一定的控制指令进行高精度的姿态控制.针对航天器上转动部件的运动会对姿态控制产生干扰的问题,推导了带有转动部件的航天器姿态动力学方程,并根据干扰力矩的特点,采用了一种对干扰具有自适应能力的RBF神经滑模姿态控制方法.仿真结果表明,该方法能有效克服转动部件运动产生的干扰,所设计的控制器有很好的控制性能和鲁棒性能.     

航天器环境干扰力矩的闭环辨识与补偿

研究引入干扰力矩辨识的方法提高三轴稳定航天器在稳态运行期间的高精度指向控制问题.基于航天器的稳态输出数据和系统传递函数,对环境干扰力矩的完整模型进行闭环辨识.其中采用改进的特征系统实现相关算法和多元线性回归法辨识环境干扰力矩的模型参数,最后使用前馈控制对所辨识的环境干扰力矩实现在线补偿.分析和仿真结果表明,该方案能有效地克服不确定的环境干扰力矩对姿态稳定度的影响,提高在轨运行航天器的姿态稳定精度.     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。     

单太阳翼放气干扰力矩分析

针对静止轨道单太阳翼卫星在转移轨道段,太阳翼展开对日定向稳定控制过程中,太阳翼结构的初期放气干扰力矩对姿态影响的问题,利用卫星姿态动力学模型、姿态变化和推力器等参数,估计太阳翼放气产生的干扰力矩。通过理论仿真,验证了估计方法的正确性。以风云四号(FY-4)卫星为例,在轨实时估计结果表明:FY-4卫星太阳翼放气持续时间近11个小时,初期最大干扰力矩达37mN·m,比光压力矩约大2个量级,其对姿态影响不可忽视。文章的研究结果可为地面控制系统设计和在轨控制参数修改提供数据参考。     

基于干扰补偿的航天器直接自适应模糊控制

带有活动式有效载荷和挠性附件的大型航天器在动力学上具有非线性、大挠性、强耦合等特点,这给控制系统的设计带来了较大难度。其突出特点是要求控制系统在控制量受限的情况下克服各种未知复杂干扰力矩的影响。本文针对这类大型复杂航天器,提出了一种基于直接型自适应模糊逻辑和干扰补偿的控制方法。在控制律的设计中,将自适应模糊系统直接用作系统的主控制律,利用扩张状态观测器对模糊系统的逼近误差和内外干扰力矩进行观测并予以实时补偿。仿真结果表明了方法的有效性。     

高精度遥感卫星力矩补偿技术

基于建立的卫星姿态动力学模型,对高精度遥感卫星有效载荷工作时载荷运动产生的干扰力矩及其对卫星姿态的影响进行了研究。提出了反馈控制＋力矩补偿的方法,给出了力矩补偿的设计。仿真结果表明：在补偿时延小、补偿精度高条件下利用补偿轮进行力矩补偿,可提高卫星的姿态稳定度,使其满足卫星成像时的姿态控制指标要求。     

航天器机动时DGMSCMG磁悬浮转子干扰补偿控制

双框架磁悬浮控制力矩陀螺（DGMSCMG）具有寿命长、综合效益好等突出优势,但航天器机动时,航天器及DGMSCMG内、外框架系统的转动均导致磁悬浮高速转子产生一定的耦合运动,影响磁悬浮转子系统的稳定性,同时使输出力矩精度下降,从而严重影响航天器姿态控制的精度。本文建立了基于DGMSCMG的航天器动力学模型,分析航天器、外框架、内框架、磁悬浮转子四者之间的动力学耦合关系。针对磁悬浮转子的非线性耦合干扰,提出一种基于复合控制的补偿方法,通过磁轴承产生相应的电磁力,对陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩进行补偿控制。仿真结果表明,干扰补偿控制能有效抑制航天器及框架对磁悬浮转子的耦合干扰,也有效提高了磁悬浮转子系统的稳定性。     

带伺服滑环和空气静压轴承的转台主轴干扰力矩的实验研究

带滑环伺服系统且采用空气静压气浮轴承的高精度陀螺漂移伺服转台，其控制精度受到气浮轴承粘滞力矩、涡流力矩、轴系质量配置不当造成的静不平衡力矩和滑环伺服系统对主轴干扰力矩的影响。本文通过理论分析和实验研究认为，当主轴轴系垂直于地面放置时，其主要干扰力矩来自滑环伺服系统。论文在对实验数据进行各项检验和处理的基础上给出了主轴常值和随机干扰力矩的数学表达式，为进一步提高同类伺服转台的伺服精度提供了一条有效的途径。     

遗传算法在卫星发动机安装调整优化中的应用研究

常规的发动机安装参数仅考虑发动机推力矢量偏差的影响,文章给出了一种新的发动机安装调整方法,综合考虑了发动机推力矢量参数、卫星质心和发动机安装过程中的几何约束等多种因素,选择遗传算法进行问题的求解。通过仿真示例进行了验证,结果表明:在满足发动机安装几何约束的前提下,文章提出的优化方法对减小干扰力矩有显著作用,发动机按照优化后的参数进行安装,可以进一步减小干扰力矩,从而节省燃料,延长卫星在轨服务寿命。此研究结果可为工程中确定发动机安装参数提供参考。     

驱动模式和转速对某星载天线扰动特性的影响

空间天线姿态调整过程中产生的微振动，对航天器指向精度和稳定性影响较大，因此其微振动分析与设计已成为高精度航天器设计的重要内容。基于Ansys软件和Admas软件，建立天线结构的多柔体系统动力学分析模型，分析典型驱动条件下天线结构的扰动力和扰动力矩，通过地面微振动物理试验，验证动力学分析方法的可靠性。基于天线多柔体系统动力学分析模型，探讨驱动模式、驱动转速对天线扰动力和扰动力矩的影响。结果表明:扰动力和力矩主要幅值集中在频率f=0~50 Hz的低频段;驱动模式和驱动转速对天线结构的扰动频率无明显影响，主要影响扰动力和扰动力矩的幅值;单轴驱动模式下，驱动转速n=0.2 °/s时，天线的扰动最剧烈;XY双轴同时驱动时，X轴和Y轴转动单元引起的天线扰动产生一定程度的叠加，天线结构的扰动更为剧烈，扰动力和扰动力矩变化较为复杂。研究工作可为空间天线的微振动抑振策略制定提供技术支持。     

双太阳翼GEO卫星在轨角动量管控方法

地球同步轨道(GEO)卫星在轨的主要环境干扰力矩为太阳光压力矩和重力梯度力矩,干扰力矩的累积效应表现为飞轮转速的变化,需要通过外力矩进行角动量卸载避免飞轮饱和。由于GEO磁场极弱,卫星无法使用磁力矩卸载,只能通过喷气卸载,而喷气将对卫星轨道产生影响,因此需要尽可能延长卸载周期。针对配置双对称太阳电池阵GEO卫星的角动量管控需求,首先建立卫星在惯性空间中角动量积累模型,并映射到卫星本体系中,得到本体系中的角动量变化规律。通过飞轮在轨转速遥测数据,精确辨识获取环境干扰力矩特征参数,获得真实可靠的干扰模型。以角动量卸载周期最长为原则,基于在轨环境干扰模型制定角动量管控策略,并准确预估下次角动量卸载时间。经在轨数据处理与分析表明:提出的角动量管控策略,可有效将飞轮的角动量卸载周期提升为原来的2倍,有效提升卫星在轨应用效能,具有实际工程意义。     

三轴平台快速自标定与自对准方法探讨

为了提高地地导弹的作战效能,探讨了适应机动发射导弹快速发射要求的三轴平台快速自标定与自对准技术。误差标定及补偿是提高惯性系统使用精度的重要手段,但标定的完善性与快速性之间存在矛盾。误差标定及方位对准采用导弹水平状态七位置一体化方案,在约13.6分钟内能自主对准并标定出平台二十一项系数。导弹水平状态标定与对准可以基本消除阵风干扰的影响,且陀螺仪标度因数与漂移的估计采用有参考力矩的零力矩法,保证了标定、对准的快速性与准确性。经仿真验证,测量时间为1分钟时,漂移率估计误差在0.003°/h以内,测量时间为2分钟时估计误差在0.001°/h以内。     

电动负载模拟器的自适应模糊PI控制策略

针对电动负载模拟器中存在的多余力矩问题以及不确定性因素对系统性能的影响问题,设计了一种自适应模糊PI控制策略。首先,通过分析电动负载模拟器的组成及工作原理,得到了其数学模型,基于模型分析了多余力矩的产生原因以及系统中存在的不确定因素,分析了系统特性;其次,设计了力矩微分负反馈校正环节和自适应模糊PI控制器,并通过引入前馈补偿法,实现了对多余力矩进一步的抑制;然后,应用Matlab软件,仿真了所设计自适应模糊PI控制器的有效性,仿真结果表明该控制策略可将多余力矩抑制在99%以上,系统在8 Hz正弦力矩信号加载下的幅差小于10%,相差小于10°;最后,在搭建的实验平台上进行了验证,结果表明多余力矩抑制率能达到85%以上,且动态加载能满足"双十"指标。因此,该控制方法可有效抑制多余力矩,使系统具有良好的动态跟踪性能。     

位置同步补偿克服负载模拟器干扰力矩及提高系统频宽的理论与实验研究

本文介绍一种通过位置同步补偿克服飞行器负载模拟器的干扰力矩及提高系统频宽的新方法。建立了位置同步补偿电液负载模拟器的数学模型，并进行了实验分析     

双臂自由飞行空间机器人的姿态控制方案

自由飞行空间机器人的姿态控制可考虑利用反作用轮或反作用喷气装置以机器人本体姿态不变，但这种方法存在的最大问题是消耗燃料，直接影响机器人的轨道寿命，同时对系统产生振动而导致系统不稳定，为此本文提出了另一种新的方案，即基于受限最小干扰图的姿态控制方案。这种方案不使用反作用轮或反作用喷气装置，而通过规划机械手末端的运动轨迹，使机器人的本体姿态在机械手动作过程中基本保持不变。为验证本文提出的姿态控制方案的     

某型号卫星内部磁场分析计算

文章对某型号卫星的磁力矩器在星体内部产生的磁场进行了逐点计算,并提供了大量卫星内部磁场分布图。计算结果表明,卫星内部一些关键磁敏感部件,例如铷钟、行波管等处磁场值较大,尤其是铷钟位置影响更大一些。文中对计算结果进行分析,并给出建议。