应用数字工业摄影测量实现天线反射体姿态恢复

介绍了天线在安装现场实现无塔标校的一种方法。根据公共点坐标转换原理,采用数字工业摄影测量(简称摄影测量)技术,实现天线反射体(包括主反射面、副反射面、馈源)姿态的恢复。通过天线反射体姿态恢复后所测试Ka/S波段方向图和测试Ka/S波段原始方向图比对,可知天线电性能指标恢复满足要求。     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

基于SOC的卫星姿轨控系统通用电模拟器设计

在某型卫星地面电联试过程中,对该卫星的姿态轨道控制系统进行接口分析及信号统计,针对其接口复杂性、信号多样性的特点,提出采用片上系统(Systemona Chip,SOC)芯片对所有部件模拟器进行通用化设计。文中给出了该型卫星通用型电模拟器硬件平台设计方案以及陀螺、反作用轮和通用接口模块的硬件配置说明,针对该型卫星姿态轨道控制系统电联试要求,对所有部件按真实接口配置成电模拟器,形成通用接口箱、敏感器电模拟器箱和执行机构电模拟器箱,并通过CAN(Controller Area Network)总线接入闭环仿真,对太阳捕获、地球捕获及正常模式进行了仿真测试,仿真结果表明通用电模拟器满足设计要求,对其他卫星的地面电联试有很好的参考价值。     

日本金星探测器行星-C的姿态与轨道控制

日本行星-C(Planet-C)金星探测器在2010年5月21日由H-2A火箭发射,开始了奔向金星的探索之旅。本文主要介绍了该探测器的姿态与轨道控制。     

基于归一化神经网络的航天器自适应姿态跟踪控制

针对以变速控制力矩陀螺（VSCMGs）为姿态控制执行机构的航天器在同时考虑惯性参数和执行机构不确定性情况下的姿态跟踪控制问题,提出了一种基于归一化神经网络的自适应姿态跟踪控制方法。设计一个非线性反馈控制器作为航天器姿态控制的基本控制器,利用归一化神经网络设计补偿控制器,用以在线估计和消除包含系统不确定参数的未知不确定函数的影响,避免了标准自适应控制方法需要进行大量不确定参数估计的缺陷。采用神经网络输入归一化技术,简化了闭环系统复杂的稳定性分析过程。理论分析证明了闭环系统的稳定性和姿态跟踪误差的收敛性。仿真结果表明,所提出的控制方法能满足航天器在惯性参数和执行机构不确定性及外干扰存在情况下的高精度姿态跟踪控制要求。
     

基于UKF的微小卫星姿态确定方法研究

围绕某日-地空间环境组网探测系统中三轴稳定微小卫星定姿分系统的设计需求,基于陀螺、太阳敏感器、磁强计和星敏感器4种敏感器,研究了微小卫星在速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日对地定向及维持模式、试验模式下的系统建模方法,以及基于Unscented卡尔曼滤波(UKF)的组合定姿方法。数值仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中三轴稳定微小卫星在轨运行的定姿精度要求,为该微小卫星半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。     

空间非合作目标惯性参数在轨辨识

在空间冗余机械臂抓捕非合作目标的惯性参数辨识问题中,已有方法大都基于系统动量已知的假设,且辨识过程未考虑基座姿态稳定。针对目标动量未知的问题,设计了具有增量形式的惯性参数分步辨识算法。首先基于线动量方程得到关于质量和质心位置的第一组估计方程,采用增量形式消除未知线动量更新估计方程。辨识结果收敛后根据估计参数计算线动量估计值,代入以转动惯量为未知参数的第二组估计方程中,利用其增量表达式完成对转动惯量的估计。辨识过程中的激励由自适应零反作用控制输入提供,算法在保证基座姿态不受干扰的同时还能对惯性参数精确辨识。仿真结果表明,在30s以内算法已收敛,误差收敛到零的同时,基座姿态角速率控制精度在10^-3以下,说明算法收敛快,精度高,同时还能实现基座姿态稳定。     

基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态高精度高带宽测量方法

针对航天器姿态测量精度和带宽之间相互制约问题,提出一种基于磁悬浮陀螺的航天器姿态高精度、高带宽测量方法。根据刚体动力学和坐标变换原理建立磁悬浮转子径向转动合外力矩模型。在框架静止条件下,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移,计算出磁悬浮转子径向转动所受合外力矩以及磁悬浮转子径向偏转信息,间接得到航天器运动对磁悬浮转子径向转动作用力矩,进而求出航天器单轴姿态角速度和姿态角加速度。不同带宽下的仿真结果表明,本测量方法能同时检测出航天器单方向的姿态角速度和角加速度,并且满足高精度高带宽要求。     

非凸二次约束下航天器姿态机动路径迭代规划方法

针对复杂约束下航天器姿态机动路径规划问题,首先描述和分析了航天器姿态机动过程中面临的动力学和运动学约束、有界约束、姿态指向约束,把姿态指向约束利用非凸二次型进行表述;其次从能量最优角度出发,将该约束机动问题归纳为非凸二次约束二次规划问题;然后引入线性松弛技术,将该问题转化成双线性规划问题,求出其中一个变量的凸包络和凹包络,降低求解复杂度,从而求出原问题的一个线性松弛。同时为了提高求解精度,提出一种基于评价函数的迭代规划算法,利用线性松弛求出的解作为初值,通过评价函数进行迭代规划,最终求出原问题的最优解。仿真结果表明该方法不仅可以满足复杂的姿态约束,得到全局姿态优化路径,而且能够降低能量消耗。     

“动中通”三轴天线跟踪机理研究

基于捷联跟踪式三轴天线“动中通”系统推导了天线姿态角求解算法,并且定义了天线俯仰角和方位角范围。针对工程中出现的三轴天线“动中通”系统在低纬度地区跟踪卫星时天线方位角跳变的情况,在理论分析的基础上结合仿真得出了天线姿态角突变的机理。由于卫星矢量在车体系内水平两个坐标分量的符号会出现改变,从而引起天线方位角的突变,引起伺服系统驱动能力不足,致使跟踪中断。最后针对该问题设计了两种解决方案。