粒子滤波在卫星轨道确定中的应用

卫星轨道确定问题中可能存在初始估计信息误差较大、状态及测量误差分布不是高斯分布等问题,为了寻求一个能采用解决这两种问题的方法,本文采用了“采样-重要性-重采样”SIR(Sampling Importance Resampling)粒子滤波算法作为滤波方法,以地磁场矢量为测量量,对低地球轨道卫星的轨道数据进行自主的估计.为了避免该滤波算法中的采样贫乏的问题,采用了一个崎岖化方法来克服采样贫乏问题.最后给出了此方法应用到了卫星轨道确定问题中的数字仿真实例.     

小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求,小卫星必须具备姿态大角度机动能力。基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制,提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法。该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪,以实现时间较短的姿态大角度机动控制。仿真结果表明,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算,显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会。     

容错星载计算机系统结构设计

容错技术是提高计算机系统可靠性的重要手段，本文介绍了某立体测绘小卫星星载计算机系统的容错设计。该系统具有功能强，灵活性和可靠性高等特点，满足了小卫星性能高，重量轻、体积小，功耗低的要求。     

椭圆轨道上在轨服务航天器绕飞轨道设计及控制

针对在轨服务航天器相对椭圆轨道目标器任务要求,提出了追踪器相对目标器进行绕飞的初始条件及考虑各种摄动情况下轨道保持的最优控制算法。通过对椭圆轨道时变相对线性化方程及解析解的详细分析,给出了追踪器进行绕飞的必要条件。进一步考虑到安全问题,给出了使目标器位于绕飞轨迹中心的条件,同时还进行了给定追踪器形状和距离的绕飞轨迹设计。考虑到实际绕飞中受到各种摄动的影响,结合最优控制理论设计了控制向量受限的离散LQR最优控制器,将追踪器控制在预定的绕飞轨迹中。文中设计了三个控制误差区域,将控制器作用在合理的偏差范围内,避免了因控制测量误差而消耗大量燃料。最后进行了仿真验证,结果表明,文中的设计方法和控制算法合理有效。     

编队飞行卫星相对姿态变结构分布式协同控制

以编队卫星激光通信为背景,在已知主从星之间的相对位置和姿态的情况下,提出了一种卫星编队完全分布式协同控制策略,设计了一种分布式相对姿态变结构协同控制律,并利用Lyapunov稳定性原理证明了该控制律能够保证编队的全局渐进稳定。仿真结果表明,在编队卫星受到各种干扰力矩影响时,该方法能够有效提高编队卫星相对姿态控制精度,从而实现编队卫星之间的姿态协同,证明了所设计控制器的有效性。     

基于遗传算法的最优多脉冲交会轨道设计

为了解决燃料最省和时间-燃料组合最优的航天器轨道交会问题,采用遗传算法对最优多脉冲交会轨迹进行设计.把最优脉冲的幅值、方向和真近点角作为编码变量,根据最优交会问题的终端边界条件和必要条件来设计适应度函数.该方法分别用于最优双脉冲交会、具有初始滑行段的最优双脉冲交会、最优三脉冲交会和时间-燃料组合最优三脉冲交会四个仿真实例.将仿真结果与牛顿法求解的精确最优解比较,可以看出用遗传算法求解的最优解具有较高精度,证明了该方法的合理性和有效性.     

环月超长波干涉仪最佳探测区域快速预报方法

为解决环月超长波干涉仪的最佳探测区域快速自主预报问题,采用改进的二分搜索方法.在环月超长波干涉仪的实际任务中,日地月与环月超长波干涉仪的四体实时相对位置可由星上自主轨道预报获得,由此干涉仪最佳探测区域的预报问题可等价为一维边界搜索问题.常用的一维搜索方法如二分法、斐波那契法与黄金分割法均为针对极值的搜索方法,因此改进了上述方法的搜索策略,使之适用于边界搜索问题,通过仿真比较了改进后3种搜索方法的精度与搜索效率.具体改进为:3种搜索均加入粗搜索的流程以快速缩小搜索范围,再依据不同方法定制相应收敛判据,精确搜索环月超长波干涉仪进出其最佳探测区域的时刻.最终通过比较上述3种方法在相同精度要求下的搜索时间与计算量,以评估3种方法的搜索效率.仿真结果表明,改进二分法的搜索时间与计算量均略高于其余方法的0. 5倍,其搜索效率显著优于改进的斐波那契法与黄金分割法,可用于环月超长波干涉仪最佳探测区域的快速自主预报.     

近地单质量块Drag-Free卫星自适应控制方法

为了实现Drag-Free卫星中卫星本体对内部质量块的高精度跟踪,首先推导了近地环境下卫星与质量块的相对运动动力学方程,并分析了影响二者相对运动的主要干扰源,针对单质量块Drag-Free卫星的位移模式设计了自适应控制器,适用于卫星质量和空间干扰为定常或慢变未知量的情况,且在卫星质量和外部干扰为未知常值的假设下,控制器能够保证卫星对质量块跟踪误差的全局渐近收敛,最后给出了仿真场景以说明本文方法的有效性.     

转速和控制力矩受限下模型独立的航天器拟欧拉姿态机动

刚性航天器的初始姿态捕获,要求在敏感器和执行机构物理限制范围内,尽快从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态.根据递阶饱和控制逻辑,设计了一种适用于转速和控制力矩均受限的模型独立的非线性反馈控制规律.给出了该拟欧拉轴旋转控制算法的数学仿真,仿真结果表明该算法有效可靠.     

卫星公用平台结构方案研究

论述了卫星公用及其设计时应考虑的一些基本因素，针对某种公司平台提出了三种可行的结构方案，利用－ＩＤＥＡＳ软件对方案进行详尽的力学分析，并进行了方案优选，最后用α－β双因子迭代法对优选出的方案进行了结构优化，使质量显著降低。