柔性太阳帆轨道-姿态-弹性振动耦合效应研究

建立了柔性太阳帆轨道、姿态、弹性振动耦合的动力学降阶模型。分析该模型在地心大偏心率椭圆轨道的动力学表明:太阳光压力是太阳帆轨道产生偏差的主要原因,且太阳光压力会引起太阳帆姿态的剧烈变化和柔性结构的大幅振动,同时太阳帆的结构振动会对其姿态造成累积偏差。研究发现,太阳帆在空间的运行是一个轨道、姿态、弹性振动三方面强烈耦合的复杂问题。     

光学遥感卫星对月定标时姿态机动补偿方法

对月定标具有不依赖地面定标场、不受天气影响、定标效率高等优势,但需要解决对月姿态控制及成像参数匹配性设计问题。文章针对光学遥感卫星推扫成像,提出一种姿态机动补偿方法,用于解决星载相机对月成像过程中积分时间与推扫速度失配的问题,并以一颗太阳同步轨道卫星作为分析对象,研究了卫星对月成像时的补偿角速度,经过对姿态机动补偿过程进行仿真分析,结果表明:使用该方法可以使相机推扫速度与积分时间匹配,达到正常对月成像的目的。     

斜装匀速对日驱动的卫星太阳电池阵入射角计算方法

某遥感卫星在轨长期工作时姿态处于斜飞状态,受总体构型布局约束,卫星双翼太阳电池阵相对星体倾斜安装;为降低对姿态稳定度的影响,太阳电池阵在轨采用匀速对日定向驱动的工作方式。针对上述特点,提出了一种太阳电池阵入射角的计算方法,考虑了卫星姿态斜飞、偏航导引、地球J_2项摄动、地影影响等因素,采用坐标变换方法,将太阳矢量和太阳电池阵法线矢量转换到同一坐标系下,计算两者方向余弦,进而得到太阳电池阵入射角。选取一年4个典型时间点给出了算例,计算结果与安装在卫星太阳翼上的模拟式太阳敏感器在轨实测结果进行了比较,验证了该计算方法的有效性和精度。     

测试单轴气浮台转动惯量的一种方法

本文介绍物理仿真过程中实测单轴气浮台、转动惯量的一种方法，着重叙述测试原理、步骤，最后讨论测试结果和误差分折。     

GPS自主定姿定轨技术在新一代大型静止轨道卫星上的应用

GPS技术是航天工程中具有发展前途的关键技术，是卫星自主定姿定轨高效经济的方法。新一代大型静止轨道卫星（即地球同步轨道静止卫星）上采用GPS自主定姿定轨技术能使卫星定姿定轨技术上一个新台阶。本文着重分析研究了新一代大型静止轨道卫星平台上采用GPS自主定姿定轨技术的可行性。     

连续力矩作用下的柔性航天器再定向与振动抑制

研究带两帆板航天器的三维再定向与振动抑制问题，执行机构为反作用轮。建立了柔性空间飞行器三轴耦合姿态动力学模型和四元数姿态运动学模型，建模时考虑了帆板的弯曲变形和扭转变形。采用拟欧拉角及角速度作为反馈信号，设计了一种ＰＤ控制律。该控制律可以用于对任意目标姿态的再定向而形式保持不变。用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法证明了姿态的渐进稳定性和模态振动和衰减性。非线性闭环系统的仿真结果验证了所设计控制律不仅能够使航天     

姿态运动的Rodrigues参数描述

详细介绍了刚体姿态运动的Rodrigues参数描述，指出了Rodrigues参数的许多新特性，定义了Rodrigues参数的乘法及相关的代数运算，给出了坐标变换的Rodrigues参数乘法描述，推导了Rodrigues参数描述的姿态运动学微分方程及逆运动方程，并给出了Rodrigues参数与其他常用姿态描述之间的转换公式。文中指出用Rodrigues参数描述姿态转动具有简洁、直观的优点，而且Rodrigues参数描述的微分方程结构简洁、无多余的约束，其计算效率优于当前广泛应用的四元数方法。文末介绍了Rodrigues参数在弹道导弹捷联姿态实时解算中的应用，基于Rodrigues参数的捷联姿态算法在计算精度、内存消耗上均优于目前弹上计算机使用的四元数递推算法，且计算量仅相当于后者的一半。     

基于dSPACE的挠性卫星姿轨控实时仿真系统

以某在研挠性卫星星载计算机在回路中的仿真试验为背景 ,利用dSPACE多处理器系统构建了卫星姿轨控实时仿真系统。介绍了实现该系统的软、硬件构成。重点介绍了实现该实时系统的关键———如何用dSPACEDS4 2 0 1s板上的RS2 32 / 42 2串口模拟星载计算机与各路姿态敏感器、反作用飞轮串口之间的复杂通信及串口通信Simulink仿真模型的设计。本文用Simulink ,Stateflow和S函数混合建模方法 ,设计了该实时系统的串口通信接口模型。并以星上自主模式为例进行了实时仿真。仿真结果证明了本文设计的卫星姿轨控实时仿真系统的可行性和串口通信接口模型设计的有效性。     

小卫星多传感器融合滤波定姿算法

虽然扩展卡尔曼滤波被成功应用于许多非线性系统,但由于其对高阶项的截断误差等因素,其用于小卫星多传感器定姿系统时性能受到限制。针对上述问题,本文提出了一种将扩展卡尔曼滤波器与两步滤波器相结合的方法。利用Gibss矢量做姿态参数,避免了四元数在进行迭代时的归一化约束。以太阳敏感器、星敏感器、MEMS陀螺、磁强计为敏感器件,通过仿真,将本文算法与扩展卡尔曼滤波器进行了对比。结果说明,本文算法能将最大稳态定姿误差降低4.4×10-30。     

欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划粒子群算法

研究欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划问题。众所周知航天器利用三个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位，当其中一轮失效，航天器动力学方程表现为不可控。在系统角动量为零的情况下，系统的姿态控制问题可转化为无漂移系统的运动规划问题。基于粒子群优化技术设计了欠驱动刚性航天器姿态的非完整运动规划算法。通过数值仿真，并和遗传算法进行了比较，结果表明该方法对欠驱动航天器姿态运动规划是有效的。