压缩感知与最小二乘联合的卫星姿态抖动估计

卫星在轨运行时姿态存在一定频率的抖动,目前的星敏感器和陀螺等测量仪器受限于测量频率,无法直接测量高频抖动。提出了一种压缩感知和最小二乘相结合的卫星姿态抖动估计方法。根据姿态抖动中的频率稀疏信息,通过压缩感知方法从姿态欠采样数据中恢复出抖动频率,进一步利用最小二乘方法,精确估计出卫星姿态的高频抖动。与单纯采用压缩感知方法或最小二乘方法相比,该方法提高了卫星姿态抖动的估计精度。     

全电推商业卫星平台研究综述

近年来,电推进技术在空间推进中的应用越来越普遍,电推进系统主要应用于低地球轨道、同步地球轨道和星际任务三个方面。在轨道转移过程中,与传统双组元化学推进系统需消耗数吨推进剂相比,全电推进完成从地球转移轨道到同步地球轨道的变轨过程仅需数百千克推进剂,从而能够有效降低发射质量,显著提高商业效益。基于全电推进的商业卫星平台能够较大限度地提升卫星荷载比、充分发挥卫星平台承载能力,并提升卫星平台综合性能。从调研电推进系统研制和应用现状入手,介绍了国外全电推商业卫星平台开发情况,借鉴国外发展模式并结合我国电推力器研制基础和能力,提出了国内全电推商业卫星平台总体方案。     

轨／姿控发动机脉冲后效冲量快速算法的研究及应用

轨／姿控发动机脉冲性能需在地面高空模拟试验中进行考核,试验数据需即时提供,针对脉冲后效冲量的计算,当前方法不能兼顾速率和统计偏差。简述了后效冲量计算要求、高模试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构。在分析当前计算方法优缺点基础上,将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程,提出了实现数据快速处理的数据流式算法,基于此算法开发了工程应用软件,在实际试验中应用,取得了良好效果。     

通过非线性解耦实现绕欧拉特征轴旋转的姿态控制系统

利用四元数反馈，就不需要测量三个欧拉角，从而避免结构上和原理上所带来的麻烦，而且可以实现绕欧拉特征轴的大角度机动，绕欧拉特征轴旋转的角行程是最短的。但是，要实现这种机动，姿态控制系统必须是解耦的。     

自旋卫星姿态确定和系统偏差估计

以最小二乘为指标,应用Powell直接寻优算法,对近地轨道自旋卫星姿态确定数据进行加工处理,得出了某些系统偏差的估计值,然后再用Kalman滤波器进行滤波估计。实践证明,将此法用于可观性较弱的系统,可显著改善仅用Kalman滤波器所得的结果。     

液体远地点发动机工作期间卫星的姿态控制问题

本文建立了在转移轨道远地点机动期间,包括液体晃动和太阳帆板挠性在内的三轴稳定卫星姿态动力学方程,进行了姿态控制系统的设计和仿真,分别用根轨迹方法和描述函数方法对系统的稳定性进行了分析,得出了初步结论。     

国外对地观测卫星高精度姿态控制系统研究

简要介绍了国外对地观测卫星研制开发的历史、现状及其发展趋势，分析和研究了对地观测卫星的姿态控制系统，以及这类卫星所采用的技术手段和所达到的控制精度。同时展望了未来对地观测卫星姿态控制系统的技术要求并提出了相应的对策。     

卫星编队飞行的双参考向量定姿法

以微型扫描激光距离探测器(MS-LRF)为测量工具，将卫星绝对姿态确定方法中的双参考向量法用于卫星相对姿态的确定，给出了确定方法并对测量精度进行了分析。     

空间交会相对状态测定与控制

阐述航天器交会对接最终逼近段相对状态测定与控制算法。测定算法适用于计算机视觉系统,根据标志点构型几何特征,建立非线性测距方程组并构造加权目标函数。对非共面标志点构型（如3点T型与5点锥型）和共面标志点构型（如正方形、矩形、菱形）,目标函数均含标志点间距比率关系项;对共面构型,目标函数还包含共面条件项。按最小二乘法,采用Gauaa-Newton数值迭代法求解测距最佳值;对共面标志点四边形构型,利用对角线交点的虚影像坐标确定测距求解迭代初值。获得测距后即可应用四元数估算法确定相对姿态与相对位置。对相对姿态控制算法,给出相对姿态运动学与动力学方程,讨论相平面法与四元数反馈法的控制设计方法。相平面控制法应用常值推力,针对小姿态角机动的特点,将相对姿态通道解耦为三个独立的二阶子系统,设计相平面推力方向切换函数;四元数反馈法应用本征轴旋转的线性二阶系统瞬态响应特性,选择相对四元数与相对角速率反馈增益系数,确定控制力矩。对相对位置控制算法,将实际位移对标称位移之差作为控制变量,阐述所需速度增量最小的双冲量机动。大量模拟计算结果表明相对状态测定与控制算法是有效的。     

一类质心突变飞行器的重构容错控制

提出了一类质心突变飞行器的一种故障诊断与控制律重构设计方法。采用以unscented卡尔曼滤波为基本估计单元且用闭环系统性能为指标的交互式多模型算法对飞行器故障情况进行检测与诊断;设计了飞行器比例导数加前馈补偿的姿态跟踪控制律;当诊断出故障时,重构控制律的结构,采用滑模变结构容错控制律对系统进行补偿控制。最后,用飞行器一次分离体释放前后的姿态跟踪过程进行了数值仿真,验证了方法的有效性。