大气阻力摄动下的绳系辅助离轨系统的相对姿态跟踪控制研究

以绳系辅助离轨系统为背景,考虑到大气阻力摄动和子星--返回舱的非质点因素,返回舱与绳系辅助离轨系统的相对姿态将产生大幅周期性变化,这将影响或破坏系统的稳定性;同时三自由度下绳系系统的展开控制和绳系系统横向振动抑制控制也对返回舱姿态的稳定性和精度提出了更高的要求.基于此,本文建立了大气阻力摄动下的绳系系统的展开动力学和返回舱姿态动力学模型;并在此基础上,设计了绳系辅助离轨系统的相对姿态跟踪控制策略.通过数学仿真来验证大气阻力摄动下该姿态跟踪控制算法的有效性,结果表明,该控制律能够有效控制绳系辅助离轨系统的相对姿态,满足展开控制的需要.     

小卫星常用数据总线技术

从20世纪80年代开始,微电子技术的发展使得制造较高功能密度的小卫星(重量<500kg)成为可能,许多国家开展了相关研     

舰空导弹贮存可靠性研究

讨论了舰空导弹贮存可靠性在实现战备完好性和任务成功性中的重要作用。根据此类导弹的寿命剖面,给出了导弹贮存可靠性的主要工作内容和流程,用指数分布的寿命周期模型法计算导弹的贮存可靠性,并给出了计算公式。分析了影响该类导弹贮存可靠性的因素,介绍了导弹贮存可靠性和发射箱可靠性的设计准则,以及通过改善场地、温湿度和通风等环境条件提高贮存可靠性的技术途径。     

偏置动量卫星耦合通道外干扰力矩补偿方法

为实现偏置动量卫星滚动-偏航耦合通道外干扰力矩的前馈补偿,根据两通道的姿态动力学模型,从理论上分析了包括常值与周期干扰的外干扰力矩对滚动-偏航姿态的影响。由此导出飞轮前馈补偿项的数学表达式,并论证了引入外力矩对飞轮角动量进行卸载的必要性。仿真结果表明,该法能有效削弱外干扰力矩对星体姿态尤其是偏航姿态的影响,大幅提高星体控制精度。     

一种新的基于姿态四元数匹配的传递对准方法

设计了一种新的姿态四元数匹配传递对准方法,并以载机姿态四元数与弹体姿态四元数的四元数乘积作为量测量,推导了姿态四元数匹配量测方程。通过理论分析,得出了载机平台失准角、弹体平台失准角、弹体安装误差角和机翼颤振变形角为小量的情况下,这些量与量测量之间的关系。推导了传统的姿态角匹配传递对准方法量测方程,与之相比,姿态四元数匹配量测方法明显降低了计算量,并分别对两种姿态匹配方法进行了仿真,仿真结果表明：新的姿态四元数匹配方法与传统姿态匹配传递对准方法具有相同的精度。     

基于RO-NUIO/LMI的挠性卫星轨控期间姿控系统故障诊断

卫星轨控期间,由于推力偏心,会产生较大的干扰力矩,直接影响卫星姿态。针对轨道控制期间的挠性卫星姿态控制系统,设计了干扰解耦的降阶非线性未知输入观测器(RO-NUIO),用于故障检测与故障隔离。在设计过程中,首先通过坐标变换,使得不可观的状态及部分可观状态不受干扰影响,然后针对不可观的子系统利用可观状态的信息设计观测器,观测器中的部分参数利用LMI方法获得,可以弱化非线性部分对观测器的影响。所设计观测器的存在条件仅依赖于系统本身特性,无需在线验证。观测器采用降阶设计,同时借助LMI思想,结构简单,适合于非线性卫星姿态控制系统。仿真结果验证了降阶非线性未知输入观测器实现卫星姿态控制故障诊断的可行性与有效性。     

受扰挠性卫星角动量反馈控制

将动量轮角的动量测量信息引入反馈控制系统,给出角动量反馈控制器的具体形式,证明了挠性卫星闭环系统稳定性,并分析控制系统对周期性干扰的抑制特性以及系统稳态精度,最后给出数学仿真结果.     

空间站基于动量管理的集成能量与姿态控制系统

研究了使用飞轮和变速控制力矩陀螺的空间站基于动量管理的集成能量与姿态控制系 统（Integrated Power and Attitude Control System IPACS）。设计了使用飞轮和变速控 制力矩陀螺的空间站基于动量管理的IPACS框架,通过仿真验证了基于动量管理的IPACS的有 效性,以及相对于单独的IPACS的优越性,同时变速控制力矩陀螺因同时具备飞轮和框架力 矩陀螺的特点更适用于空间站长期在轨的姿态控制和能量存储要求。
     

“速度积分”匹配传递对准方法研究

传递对准时,飞机机翼的弹性变形会对挂在机翼上导弹的子惯导系统的对准精度产生很大的影响。本文研究了"速度积分"匹配传递对准方法,通过与速度匹配和"速度+姿态"匹配方法的仿真结果进行比较得出以下结论:"速度积分"匹配方法比速度匹配和"速度+姿态"匹配方法更适用于机翼存在较大弹性变形时的传递对准。另外,此种方法对由时间延迟所引起的时间标记偏差也有比较好的估计效果。     

微小卫星反作用飞轮控制方法研究

将反作用飞轮作为执行机构,用于微小卫星的高精度三轴稳定。根据卫星姿态运动学和动力学模型,提出采用反作用飞轮的控制算法,并证明了该控制算法的稳定性。最后对该控制算法进行了计算机仿真。结果表明,采用该控制方式的卫星能迅速实现姿态捕获,卫星稳态姿控精度非常高(圆轨道卫星的姿态稳定精度可达0.004°)。