高精度激光通信小卫星星座仿真平台设计

针对小卫星星座中卫星间激光通信的要求,提出了一种高精度激光通信小卫星星座仿真平台,该平台由两个模拟卫星和一个控制中心组成.模拟卫星以高精度三轴气浮转台为卫星平台,由星务计算机和各种星上姿态敏感器及姿态执行器构成,高精密气浮转台为卫星提供仿真工作环境,星务计算机、姿态敏感器及执行器为卫星平台实现高精度的指向提供了保障.该仿真平台可根据任务需要进行双星主从控制、双星协同控制、三星主从控制、三星协同控制和单星故障控制仿真,仿真结果表明,提出的仿真平台可以满足小卫星星座激光通信的要求,为下一步深入研究小卫星星座激光通信及小卫星星座智能控制技术提供了参考依据.     

高精度卫星激光通信地面验证系统

为了在地面高精度评估激光通信终端对卫星平台扰动以及轨道姿态变化的适应能力,研究了卫星扰动模拟技术和卫星随动仿真模拟技术,据此提出了激光通信系统地面验证方案。首先开展了激光通信链路随动探测误差对系统随动性能影响分析、卫星扰振源特性分析及建模工作。其次,分析了卫星扰动模拟和随动模拟的关键技术及解决措施。最后,结合目前卫星激光通信及卫星平台技术水平,利用典型数据开展了扰动和随动仿真,完成了激光通信系统测试。实验结果证明:基于双反馈环路的高精度光束瞄准控制能够大幅提高卫星扰动模拟器光束瞄准的控制精度,光束控制精度优于0.1″;采用高低频联合卫星扰动模拟设计方法,实现了控制带宽优于1kHz的高精度光束控制;高精度随动系统在全卫星运行区域内对卫星光通信终端随动性能的检测精度可达0.1″。     

基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真

针对小卫星姿态控制系统的设计和研制需要,应用高精度单轴气浮台模拟小卫星在轨运行时的微重力、无摩擦的环境,借助Simulink模块库建立了实时控制系统软件模型,利用反作用飞轮、光纤陀螺、数显表、控制计算机等物理设备快速构建了简化的小卫星姿态控制仿真硬件系统,并进行了姿态控制物理仿真实验,实验结果表明,仿真系统具有较高的姿态指向精度和稳定度,能够达到小卫星姿态控制仿真要求.     

基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真

针对小卫星姿态控制系统的设计和研制需要,应用高精度单轴气浮台模拟小卫星在轨运行时的微重力、无摩擦的环境,借助Simulink模块库建立了实时控制系统软件模型,利用反作用飞轮、光纤陀螺、数显表、控制计算机等物理设备快速构建了简化的小卫星姿态控制仿真硬件系统,并进行了姿态控制物理仿真实验,实验结果表明,仿真系统具有较高的姿态指向精度和稳定度,能够达到小卫星姿态控制仿真要求。     

基于VSCMG的卫星姿态控制仿真系统

介绍了一种新型卫星姿态控制全物理仿真系统,此仿真系统以长春光机所最新研制的高精度三轴气浮转台为平台.采用变速控制力矩陀螺(VSCMG)为主要控制执行机构,并结合喷气推力机构作为系统的辅助执行机构给控制力矩陀螺进行卸载.此系统应用高精度光纤陀螺、高精度倾角传感器和磁强计等姿态确定器件构成一套完整的姿态控制全物理仿真系统.介绍r整个仿真系统的软硬件构成,并结合传感器和执行机构参数进行建模和误差分析.本仿真系统可以为一般卫星姿态控制,尤其是以VSCMG为主要执行机构的敏捷型小卫星的姿态控制策略和算法提供良好的仿真验证平台.     

小卫星姿控xPC半物理仿真系统设计

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机、光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台,并利用该平台系统对使用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50 s内使姿态机动了31.57°,且有较好的指向精度和稳定度.结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,用设计的姿态控制算法进行姿态机动能够满足控制系统性能指标.     

基于VSCMG的卫星姿态控制仿真系统的研究

本文介绍了一种新型卫星姿态控制全物理仿真平台,此仿真系统以长春光机所最新研制的高精度三轴气浮转台为平台,创新性的采用变速控制力矩陀螺(以下简称VSCMG)为其主要控制执行机构,还结合喷气推力机构作为系统的辅助执行机构用来给控制力矩陀螺进行卸载;此系统还具有高精度光纤陀螺、高精度倾角传感器和磁强计等姿态确定器件,构成一套完整的姿态控制全物理仿真系统。本文还详细介绍了整个仿真系统的软硬件构成,并结合传感器和执行机构参数详细分析了系统的主要性能并给出了相应的数学模型。本套仿真系统可以为一般卫星姿态控制尤其是以VSCMG为主要执行机构的敏捷型小卫星的姿态控制策略和算法提供良好的仿真验证平台,对想开展相似工作的科研院校也有一定的借鉴意义。     

主动补偿式超低干扰力矩气浮转台的设计

由于微纳卫星反作用飞轮的输出力矩与气浮转台的干扰力矩属于同一量级,故无法直接采用气浮转台实现微纳卫星姿态动力学仿真及姿控系统的地面试验验证。为了解决这一问题,设计并研制了主动补偿式超低干扰力矩气浮转台。对气浮转台的干扰力矩进行分析,提出了3种减小干扰力矩的方法:通过优化设计,降低了黏滞阻尼力矩;通过配置斜向节流孔,并单独供气,产生大小可调的主动涡流以抵消气浮轴承的固有涡流,从而降低涡流力矩;利用气浮轴承的摆动特性实现高精度平衡调节,减弱了重力诱导力矩。最后,设计了微小力矩测量装置,测量了剩余干扰力矩并基于测试结果来指导涡流力矩和重力诱导力矩补偿过程。测试结果显示:气浮转台实现的干扰力矩小于5×10-5 Nm,小于反作用飞轮的最小输出1×10-4 Nm,满足微纳卫星姿态动力学及控制的地面验证需求。     

基于terminal滑模控制的小卫星机动方法

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先,基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型,以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后,采用SGCMGs作为小卫星执行机构,以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal滑模控制产生的期望力矩;通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后,利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示:根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s,满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度,能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。     

空间激光通信组网单光束跟踪子系统

介绍了用于一对多激光通信组网控制系统的光斑跟踪闭环系统。在伺服转台位置闭环的基础上,讨论以CCD相机为敏感器,以二维伺服转台为执行器的光闭环系统。介绍了跟踪系统的数学原理,研究了光闭环各环节的静态动态误差及开环闭环响应。在理论计算和数学仿真后,编写了闭环跟踪程序。采用经典PID控制与前馈相结合的控制算法,进一步提高了伺服带宽,保证了系统的稳定性。对星间激光通信的光斑位置进行了跟踪试验,结果显示跟踪误差为3σ≈136μrad,基本符合空间激光通信组网系统激光束的指向要求。得到的结果验证了控制策略的可行性,为多光束伺服打下了基础。     

快速机动小卫星执行机构研究

近年来,随着空间技术的发展,航天任务对小卫星的机动能力提出了越来越高的要求,目前研制具备高机动能力的小卫星已成为各国的研究重点。采用控制力矩陀螺作为小卫星的姿态控制执行部件,凭借其输出力矩大、精度高等特点,可以使小卫星的机动能力得到大幅度提升。成功研制出利用控制力矩陀螺控制的小卫星将对我国进行外层空间探索有着重要的国防和军事上的意义。本文阐述了控制力矩陀螺的工作原理,设计了控制力矩陀螺原理样机,并利用单轴气浮转台进行了控制力矩陀螺半物理仿真实验,实验结果表明控制力矩陀螺作为小卫星执行机构,可在短时间内完成大角度机动,为控制力矩陀螺在我国小卫星上的实际工程应用提供依据。     

敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制

研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制.首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案.然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度;为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律.最后,通过在“试验三号卫星”的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证.仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论.     

连续小推力拦截卫星攻击轨道的优化

针对空间攻防中目标卫星周围由若干小卫星以编队形式绕飞的情况,研究了拦截卫星的轨道规划问题。以配备电推进的连续推力拦截卫星为对象,提出了基于遗传算法的拦截卫星攻击轨道寻优方法。以编队小卫星的动态防御模型作为环境模型,根据进攻轨道安全性和节省燃料的要求建立综合适应度函数,并对算法的编码方式、选择算子、交叉算子和变异算子进行了设计。基于MATLAB平台进行了仿真试验,结果表明,拦截卫星于650s时击中目标卫星,总开机时间为410s。提出的算法能够寻找到最优攻击路径,并且算法收敛性速度快,稳定性高。与同类的研究方法相比,该算法能够有效减少火箭开机时间,进而减轻了卫星在轨道机动过程中姿态调整的任务负荷。     

Space high-accuracy intelligence payload system with integrated attitude and position determination

recently,the requirements for space high resolution and high accuracy earth observation payloads are more urgent in many fields.However,traditional satellites mainly use the separation model of platform and payload.The precision of platform was unable to fulfill the requirements of high-precision imaging of payload.In addition,because traditional satellites mainly use the rigid connection between platform and payload,the precision of payload strongly depends on platform.They make satellite development and requirements increasingly difficult.To solve these disadvantages,in this paper,we introduce a Space High-accuracy integrated Intelligence Payload(SHIP) system with real-time attitude and position determination.SHIP can complete real time autonomous high accuracy attitude and position determination,high resolution remote sensing imaging,high-accuracy target position based on image,multi-mode motion imaging and target identification,tracking,self-recovery function of on orbit image,self-determination function of attitude and position,and so on.     

基于AMESim的卫星推进系统流阻特性研究

根据对某卫星在轨故障模式的分析,针对卫星推进系统流阻特性展开研究。基于AMESim建立两颗卫星氧化剂和燃料的液路模型,通过数值模拟的手段对液路流阻进行计算,并与已有的在轨飞行及地面测试数据进行比较,验证数值模拟模型的有效性,为推进系统流阻的进一步数值模拟提供帮助。     

小卫星姿控xPC环境半物理仿真研究

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机及光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台;并利用该系统对用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50秒内机动了31.57°,并有较好的指向精度和稳定度。结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,设计的姿态控制算法进行机动 能够满足控制系统指标。