多体卫星物理仿真动态调平衡干扰力矩分析

研究多体卫星的动力学,针对系统性能动态平衡问题,通常采用单轴气浮台进行仿真,但是单轴气浮台不能完全仿真卫星三自由度的平衡状态.为解决上述问题,三轴气浮台上实现带转动部件的多体卫星动力学仿真,研究了利用动态调平衡系统中质量块的移动,来实时补偿由于部件转动引起的质心变化而导致的重力不平衡力矩的方法.通过对气浮台系统动力学的研究,给出了动态调平衡执行机构质量块的移动规律.给出了由于引入动态调平衡装置而产生的额外干扰力矩的计算公式,通过数学仿真分析了干扰力矩对仿真系统的影响,为设计提供了科学依据.     

基于飞轮的偏置动量卫星周期干扰补偿方法

为了提高偏置动量卫星姿态控制精度,针对三轴稳定偏置动量卫星滚动/偏航回路周期干扰力矩补偿问题,提出了一种基于反作用飞轮的滚动/偏航回路周期干扰力矩补偿方案.采用频率分离法,分析了周期干扰力矩对卫星滚动/偏航回路姿态控制精度的影响.设计了周期干扰力矩的飞轮补偿方案,该干扰力矩补偿方案由安装在卫星滚动/偏航轴上的反作用飞轮实现.仿真结果表明,所设计的飞轮补偿方案提高了滚动/偏航轴的控制精度,从而验证了飞轮补偿方案的可行性和有效性.     

大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

大型观测有效载荷对空间站平衡姿态影响研究

空间站通常运行在力矩平衡姿态下。空间站上搭载大型天文观测有效载荷时,载荷运动会产生干扰力矩,对空间站平衡姿态会产生影响。针对搭载在空间站平台上的大型观测类有效载荷工作特点,建立了其运动补偿规律和扰动模型,将扰动引入空间站的平衡姿态动力学过程中,并进行了计算机仿真和分析。仿真结果表明,在设计的二次调节器和前馈控制器的作用下,转动有效载荷运动引起的姿态角、姿态角速率变化等控制在一定的范围内,且有效载荷的跟踪观测效果较稳定。     

面向微小卫星的红外静态焦平面地球敏感器设计

红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中的一个重要部件,基于光机扫描技术的传统红外地球敏感器存在体积大、功耗高、精度低的缺点,无法满足微小卫星对姿态敏感器的要求。针对以上不足,提出了一种基于红外焦平面成像技术的地球敏感器的实现方法及相应的地面标定测试方法。该设计的地球敏感器具有结构简单、体积小、功耗低的特点。从地球敏感器的工作原理出发,提出了整个敏感器构架,并完成整个系统的软硬件设计。在标定测试方法中建立了敏感器仿真测试模型,并搭建实验测试平台对敏感器其精度进行标定。测试结果表明此地球敏感器具有0.1°的测量精度,能很好地满足微小卫星姿态系统的精度要求。     

一种卫星有效载荷自动化测试系统的设计

提出了一种卫星有效载荷自动化测试系统的设计方法,详细论述了其实现原理和系统中的各个功能模块,重点介绍了载荷自动化测试系统的OCOE内部结构设计、数传SCOE内部结构设计、载荷SCOE内部结构设计和系统工作流程等部件的设计思路和实现方法。文章所介绍的卫星有效载荷自动化测试系统,有着高内聚、低耦合的特点,同时支持多个载荷处理终端进行载荷数据并行分析。试验结果表明,本系统能至少提高一倍以上的工作效率,避免了人力耗费过大和人工参与对测试结果的不良影响,使有限的测试人员有更多精力集中在载荷测试数据本身,提高了测试结果的准确性和可靠性。     

全球成像系统2000卫星的姿态确定与控制

由Ball航宇公司设计的全球成像系统2000卫星,是新世纪商用遥感卫星的一员,目前正处于研制开发过程中。卫星姿态控制系统的设计既能满足用户的要求,也存在激烈的竞争,通过竞争产生了新一类廉价、灵巧和精确指向的卫星。为了在每个轨道周期中获得最大数量的、数据丰富的高品质图像,卫星上使用一精密敏感器和高性能执行机构,对卫星公用舱和望远镜和结构进行了优化,并且开发了设计精良、高保真度的姿态确定和控制算法。卫星上生跟踪器、环形激光陀螺、GPS接收机和大力矩反作用轮,为卫星的精确机动、望远镜指向和地面目标成像提供输入信息和驱动能力。卫星结构包括一个廉价的铝制公用舱,公用舱上按照运动学原理安装了一个精密的合成光学平台。姿态系统软件包括：鲁棒而精确的姿态确定算法,功能强大而易于运算的期望姿态状态函数,使结构激励极小的快速机动仿真软件,反作用轮力矩极小化函数,低干扰的太阳帆控制,以及一个灵活的电磁铁／磁强计动量管理系统。系统有多种可选用的运行模式,以及一个灵活的电磁铁／磁强计动量管理系统。系统有多种可选用的运行模式,包括固定或扫描地球目标的成像,固定或恒速惯性指向,用于下行链路传输和标定的轨道系指向,可选择的惯性姿态,轨道坐标姿态或者偏航等待姿态,电源保持安全模式,以及支持推力器开环与闭环点火的轨道调整模式。     

基于压缩感知的含旋转部件目标ISAR成像新方法

在ISAR成像中,某些雷达目标的部件存在旋转运动,会对目标主体信息产生干扰导致目标成像质量下降,严重时甚至无法实现成像。本文结合压缩感知理论提出了一种含旋转部件目标成像方法。在成像时间内,由于目标主体部件相对于成像区域的位置保持不变,而旋转部件的位置在不断变化,因此,对回波信号运用压缩感知理论可得到目标主体部件的信息,从而有效剔除了旋转部件带来的影响并且大幅减少了回波数据量。最后仿真结果验证了该方法的有效性,并对其抗噪性能进行了一定的分析。     

基于压缩感知的含旋转部件目标ＩＳＡＲ成像方法

在ISAR成像中,某些雷达目标的部件存在旋转运动,会对目标主体信息产生干扰导致目标成像质量下降,严重时甚至无法实现成像。本文结合压缩感知理论提出了一种含旋转部件目标成像方法。在成像时间内,由于目标主体部件相对于成像区域的位置保持不变,而旋转部件的位置在不断变化,因此,对回波信号运用压缩感知理论可得到目标主体部件的信息,从而有效剔除了旋转部件带来的影响并且大幅减少了回波数据量。最后仿真结果验证了该方法的有效性,并对其抗噪性能进行了分析。     

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺（Control moment gyroscopes,CMG）群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制（Nonlinear model predictive control,NMPC）实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.     

In-orbit thruster calibration techniques and experiment results with UoSAT-12

In this paper, two practical thrusters calibration approaches are proposed, discussed and evaluated through in-orbit flight tests. In the single thruster pulse method, one thruster is commanded to fire for a fixed period to produce a pulsed external torque disturbance. Reaction wheels are used to stabilize the satellite subject to the thruster firings. Magnetorquer coils are switched off during the experiment to reduce the external magnetic disturbances. A preliminary test without thruster firing is used to record the unmodelled external disturbances. The resulting satellite attitude responses and reaction wheel status subject to the thruster firings are recorded for calibration analyses. A batch filter algorithm is developed to estimate the thruster torque coefficients from the recorded experimental data. In the autonomous method, a repetitive torque disturbance (by using a reaction wheel) is exerted to the stabilized satellite, the cold-gas thrusters are then applied in an on-board control system to stabilize the satellite attitude. By recording the known attitude disturbances and the thruster controller outputs, a recursive least-squares algorithm is used to process the recorded data and to estimate the thruster parameters. Both simulation and in-orbit test results are presented to evaluate the performance and design objectives. The in-orbit test results converge to the same values using the two different approaches.     

仿真-物理联合研制试验在动量球产品设计中的应用

针对某微纳卫星新研制的三轴姿控动量球,采用仿真 物理联合研制试验方法分析和验证其力/位移加载策略、结构强度和性能.仿真结果表明：产品设计薄弱环节为锁紧机构与转子球接触面的外侧尖点处、锁紧机构远离接触面的一侧中间等.物理试验得到产品的1阶频率在206.9 Hz,与仿真结果基本一致;测得动量球力矩输出值约为0.02 N·m.根据物理试验结果提出产品设计改进建议.     

自旋卫星喷气姿态控制动力学

本文讨论了自旋卫星向任意目标姿态机动的动力学问题.文中导出了一组受一串脉冲控 制力矩作用的卫星姿态运动的解析表达式.这些公式描述了角动量、章动角和姿态相位角与 控制力矩、控制次数之间的变化规律,可以直接应用于卫星姿控系统和姿态确定设计. 必须指出的是:关于将卫星自旋轴控制到垂直于轨道平面或将自旋轴控制到指向太阳, 都是本文所得结果的两个特例.     

敏捷卫星SGCMG群姿态机动测试用例设计研究

针对SGCMG群敏捷姿态机动这一新技术,研究一种SGCMG群姿态机动测试用例设计方法。在分析SGCMG运动特性的基础上,建立了SGCMG群卫星姿态动力学模型和SGCMG群力矩输出矩阵,由此开展了SGCMG群操纵律研究及奇异性分析;结合SGCMG群卫星姿态动力学模型、运动学模型和PID控制器设计,搭建了敏捷卫星姿态控制闭环仿真系统,采用不考虑奇异规避的广义操纵律进行闭环仿真,通过遍历搜索的仿真运算,寻找分别经历无奇异、显奇异和隐奇异的典型目标姿态角组合,完成了敏捷卫星SGCMG群奇异规避算法的测试用例设计与验证,实现了对SGCMG群敏捷机动能力与系统指标的全面考核,极大提高了测试用例覆盖的全面性和有效性,具有现实的工程意义。     

基于气动力矩和模型预测的LEO卫星角动量管理算法

为抑制气动力矩对近地轨道(LEO)卫星姿态控制系统的影响,改善卫星电磁环境,设计一种基于气动力矩和模型预测的LEO卫星角动量管理算法,利用气动力矩管理卫星角动量并通过磁力矩器辅助提高角动量管理效率和可靠性.利用所设计的角动量管理算法构建卫星姿态动力学的线性化模型和姿态控制律,预测角动量变化趋势;通过在卫星太阳阵常规运动上附加额外的小角度偏转,将LEO卫星主导摄动力矩的气动力矩转化为管理卫星角动量的控制力矩.仿真实验表明,与传统的角动量管理策略相比,所设计的角动量管理算法通过将气动力矩转化为角动量管理控制力矩,能够有效节省卫星角动量管理的消耗.此外,该算法在不增加物理机构的前提下可以作为卫星的备用角动量管理策略,能够显著增强卫星姿态系统的可靠性和鲁棒性.     

基于LAN的转台机动控制虚拟动态测试分析系统设计

针对卫星姿态机动控制地面物理仿真监测实验,设计了卫星姿态机动控制性能动态测试分析系统;测试系统采用码盘作为测角传感器、数字I/O接口卡、测试目标为飞行器仿真气浮单轴实验转台,Labview和Access为开发软件;运用了动态测试技术、Lab-view与SQL连接的ADO技术,设计了库结构,利用Datasocket技术实现了实验数据的网络通讯,并介绍了系统硬件设计方法和软件系统设计方法,该系统实现了角度动态数据采集、数据自动存储、数据自动分析、数据管理及数据自动打印等实验功能,分析结果包括机动范围、姿控精度、控制误差及机动响应时间等数据项,还实现了局域网内PC机在线实验观测和实验数据备份功能;经实验验证,达到预期的实验测试任务要求。     

Nonlinear hierarchical control for quad-rotors with rotation matrix

This paper develops a nonlinear hierarchical control for quad-rotors to accomplish trajectory tracking manoeuvres. The rotation matrix is applied to represent the attitude of the quad-rotor. The position and attitude loop controls are designed separately. During the position loop control design, an auxiliary system with saturation control project is developed, which can not only ensure a bounded applied thrust, but also preserve the constrained requirement in the command rotation extraction. As an intermediate step, the minimum rotation principle is employed to extract the command rotation matrix. Then, using the property of the rotation matrix, an applied torque with the corresponding initial condition constraint is designed to complete the attitude tracking. Based on the analysis theory of the hierarchical system, it’s proven that, with the developed applied thrust and torque, the tracking errors of the quad-rotor system are asymptotically stable. Finally, simulations illustrate the theoretical results.     

带挠性伸杆机构小卫星的复合振动控制

为了满足空间探测任务的要求,需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体以避免平台剩磁对空间测量信息的干扰,而挠性伸杆的弹性振动会耦合影响到卫星本体,从而降低卫星本体的姿态控制精度.考虑到挠性附件振动的复杂性及其对航天器本体的耦合影响,采用最优指令整形抑制挠性伸杆的低阶模态振动,并在本体控制中设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消挠性伸杆的残余振动对本体的干扰作用.仿真结果表明,此复合振动控制方法可显著的提高此小卫星的姿态控制精度.     

螺旋桨负载平衡装置控制系统设计及仿真

以一螺旋桨负载平衡装置为研究对象,通过对该装置在俯仰及偏转位置角度的控制,以达到对该装置方位控制和负载力平衡的目标。基于该系统强的耦合特性,通过状态反馈策略实现对系统解耦,并结合位置控制,实现该装置方位和俯仰角度的精确控制。同时,为了应对负载突变扰动对该装置位置及姿态影响,一个干扰观测器被设计出以用于实时观测外部干扰推力大小,最后,通过前馈补偿的方式提高该装置对干扰抑制的响应效果。通过系统动态模型建立、解耦设计、位置控制设计、扰动观察器设计和基于该观察输出的前馈干扰抑制补偿设计等研究,实现了当外载荷突变时的扰动抑制及姿态控制。研究结果表明引入干扰观测器及前馈补偿调节控制器时的扰动抑制能力得以增强。这对于基于该装置的平台的稳定性提高有着极大的工程应用价值。