基于紫外敏感器和星敏感器的卫星自主导航

卫星利用紫外敏感器和星敏感器进行自主导航的方法中地心矢量的测量精度是影响导航精度的重要因素之一,而地心矢量的测量又受到地球扁率的影响。在考虑地球扁率的前提下,研究了地球扁率对地心矢量测量的影响,给出了基于卫星姿态的地心矢量的补偿方法。仿真结果表明该补偿方法具有较高的补偿精度,并且能有效地提高卫星自主导航精度。     

一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．     

三维充液航天器的位置和姿态联合控制

考虑充液月球着陆器悬停避障阶段的控制问题,采用三维球摆作为液体晃动部分的等效模型.针对球摆与刚体耦合的三维动力学模型,给出动力学模型的矢量方程及各矢量在本体系的投影坐标,设计位置和姿态联合控制器.所设计的控制器可以稳定航天器刚体的位置和姿态,且只依赖刚体的位置和姿态,不依赖晃动角或者动力学方程,利于工程应用.利用LaSalle不变原理分析闭环系统的稳定性,给出期望姿态为竖直时系统渐近稳定的控制器参数选择依据.最后数值仿真验证控制方法的有效性.     

小型旋翼无人机潜射控制器设计

小型旋翼无人机在潜射过程中的弹射和姿态控制直接影响着潜射工程任务的成败。针对小型旋翼无人机在潜射过程中姿态难以快速调整、发射初始姿态易受海浪干扰等问题,提出一种无人机潜射系统的控制方案。采用带有矢量控制的助推火箭来调整无人机在发射段的姿态,并通过海浪预测模型优化无人机发射时间窗口;针对小型旋翼无人机在弹出后旋翼展开时的姿态不稳定问题,采用基于L1自适应控制方法的姿态控制律进行无人机的增稳设计。仿真结果表明:助推火箭的矢量控制发动机能够在2s内快速调整无人机的俯仰姿态,设计的L1自适应姿态控制律能够在无人机旋翼展开的2s内实现俯仰姿态的稳定控制,并且对潜射场景中气动参数的不确定变化具有一定的鲁棒性。      

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。     

红外地球敏感器测量值修正算法及其应用研究

 圆锥扫描式红外地球敏感器常用于测算地心矢量,而地球扁率影响地心矢量精度。研究了基于地球扁率的地心矢量的修正算法,并将该方法应用于双圆锥红外地球敏感器,给出了考虑扁率的地心矢量计算方法。仿真结果表明,该方法能有效地提高地心矢量的计算精度。     

一种改进的基于双矢量观测的姿态确定算法

为了提高飞行器姿态确定的精度和姿态矩阵的解算速度,提出了一种改进的双矢量定姿算法.这种算法利用测量系统的方差对两个观测矢量进行加权处理,求得一个新的矢量,以两观测矢量夹角为判断依据选取加权系数;以新矢量为基准矢量,利用双矢量定姿算法求解姿态矩阵,并对求得的姿态矩阵进行修正.仿真结果表明:这种算法所需时间为优化算法的50%,当两个传感器测量误差不同、两矢量为任意夹角时,这种算法比优化的双矢量算法精度高;当两个传感器测量误差相同时,除了两矢量夹角为90°外,这种算法均比优化的双矢量算法精度高.     

基于直接自适应的挠性航天器姿态稳定控制

针对挠性航天器姿态稳定控制,基于退步控制方法与直接自适应控制方法提出了一种自适应控制策略。首先将挠性航天器模型分解为运动学子系统和动力学子系统,并设计具有理想控制性能的参考模型;然后在姿态小角度的假设下,对满足近似严格正实性的姿态运动学子系统设计了直接自适应中间控制律;最后运用退步控制方法对航天器动力学子系统设计了姿态控制器,并证明了闭环系统的稳定性。理论分析和数值仿真结果表明该控制器对挠性航天器的姿态稳定控制是有效的。     

基于LQR的小卫星磁姿态控制设计

 研究仅采用磁力矩器作为执行机构的近地小卫星姿态控制问题。通过对刚体卫星的非线性动力学和运动学方程在平衡点处进行线性化处理,得到一个线性周期时变系统,应用线性二次最优调节器理论设计出最优磁矩控制律。最后针对某小卫星进行了仿真验证,结果表明所设计的最优控制律可以很好地完成三轴姿态稳定任务。     

磁悬浮转子状态反馈解耦自抗扰控制方法

针对磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)转子偏转通道强耦合及航天器姿态测量过程中受扰失稳问题,提出了一种磁悬浮转子偏转解耦抗干扰控制方法。分析了转子两自由度偏转耦合现象,设计了基于状态反馈的解耦控制器;建立了MSCSG在姿态测量过程中航天器的姿态运动对磁悬浮转子产生的干扰力矩模型,采用自抗扰控制器(ADRC)抑制磁悬浮转子的外部干扰;对所建立的扩展状态观测器(ESO)跟踪性和系统稳定性进行了分析,通过调节ADRC中非线性状态误差反馈控制律系数,实现了系统有界输入条件下的稳定。仿真结果表明：状态反馈解耦能够实现偏转自由度的完全解耦,ESO具有良好的跟踪性能,ADRC较传统PID控制方法具有更好的抗干扰性能。     

等效地球半径法应用中的问题

为阐明等效地球半径法应用的范围和应用中应该注意的问题,从等效地球半径法的定义推导了等效地球半径模型与实际地球模型之间量的映射关系.给出并证明了等效过程中等效地球半径模型与实际地球模型下的射线高度、仰角、长度相等,而地心角在转换过程中约为3/4的映射关系.讨论了需要利用地心角映射关系进行计算时的两种情况,同时给出计算结果和误差分析.     

充液航天器大角度机动自适应无源控制

研究了基于自适应无源控制的三轴稳定充液航天器大角度姿态机动问题.将液体晃动等效为黏性球摆模型，利用动量矩守恒定理推导出充液航天器耦合动力学方程.针对陀螺故障及无陀螺配置导致航天器姿态无角速度测量的情况，同时考虑存在外部未知干扰、转动惯量不确定性以及液体晃动位移不可测量的特性，设计自适应输出反馈无源控制，其中自适应更新律用于补偿外部未知干扰和估计液体晃动的位移变量.利用Lyapunov方法和LaSalle不变引理，证明该控制律不但可以保证闭环系统渐进稳定，而且可以保证二个期望平衡位置均达到稳定.仿真结果验证了本文控制方法的有效性.      

载人航天器体装太阳电池阵有效发电面积计算方法

航天器的发电能力与太阳电池阵有效发电面积成正比。针对圆柱形载人航天器,提出了一种体装太阳电池阵有效发电面积计算方法。首先,将太阳电池阵沿圆周方向划分为多个子阵,通过坐标变换,计算太阳矢量与每个子阵法线的夹角（即太阳入射角）;然后,将每个子阵面积与对应太阳入射角的余弦相乘并求和,得到体装太阳电池阵的有效发电面积。对不同轨道日照角、不同飞行姿态下体装太阳电池阵有效发电面积进行仿真分析,仿真结果表明:三轴对地姿态下平均有效发电面积为安装面积的25%~32%,通过固定角度偏航可将有效发电面积提高至安装面积的30%~44%。      

航天器扫描镜成像位置误差补偿技术

研究地球静止轨道航天器两自由度扫描镜成像位置误差补偿问题,即通过对扫描角的补偿,使光轴在地球表面的成像点位置与标称位置相同,消除探测区域的位置偏差.在考虑扫描镜法线偏移、姿态偏差以及轨道误差条件下,推导了光轴成像点的地心经纬度计算公式.给出了上述3类误差的具体描述方式,并分析了各种误差对光轴成像点位置的影响关系.基于角度误差的小量假设条件,给出了扫描镜的步进角/扫描角补偿量的显式算法.针对法线偏移信息一般难以准确测量的问题,提出了一种利用扫描镜在特定工作模式下的光轴惯性空间定向能力和法线偏移的长周期特性对其进行估计的方法.仿真结果表明,所提出的补偿方案和算法能够显著提高成像点位置精度.     

航空制孔机器人末端垂直度智能调节方法

针对飞机蒙皮的机器人制孔中铆接孔的垂直度问题,提出了一种曲面法线测量的新方法,然后对钻头的姿态进行调整,保证钻头沿钻孔点的法线方向钻孔.该方法首先利用3个激光测距传感器测量出钻孔点周围3个特征点的坐标,然后求出已知的钻孔点处的切向量,通过叉积原理计算出钻孔点的法向量及其与钻头中心轴线的夹角,并将它们反馈到控制系统,最后控制系统利用定角度的二元角度调节法调节钻头的角度使其与钻孔点的法线重合.在航空制孔机器人平台上的实验及结果证明了这种钻头垂直度调节的高精度和高效性.     

自旋稳定通信卫星姿态确定的矩阵方法

文章陈述了自旋稳定通信卫星姿态确定的矩阵方法及其工程应用的七种情况。这种方法是同时应用地球角θ_s、太阳角θ_s和从太阳到地中的转动角λ_s。确定地球同步自旋稳定卫星的姿态。这种方法可唯一确定卫星姿态,简单了计算,并仅受地球矢量和太阳矢量共线的几何限制条件,姿态确定精度较高,这种矩阵方法得到了中国成功发射的五颗地球同步通信卫星的满意的应用和验证。     

月地转移轨道快速设计与特性分析

对采用直接大气再入方式的月地转移轨道,考虑大气再入界面参数和地面落点位置约束,提出了一种基于双二体模型的快速设计方法。该方法分为内外两层迭代循环,内层循环使月心段轨道和地心段轨道在月球影响球边界处连续,并采用Lambert问题与Newton-Raphson法相集合的方法求解满足再入角约束的地心段轨道参数;外层循环通过调整地心段轨道倾角和轨道置入时间使月地转移轨道满足地面落点位置约束。分析表明,存在四种类型的月地转移轨道满足大气再入界面约束,分别为降 降型、降 升型、升 降型和升 升型。在此基础上,对四种类型月地转移轨道的近地点地心距、置入分布点、再入点分布等特性进行了分析。仿真结果验证了所提出方法的有效性。