小卫星的鲁棒自适应姿态控制

对于中低轨道的小卫星而言，设计能克服参数不确定性及非参数不确定性影响的鲁棒自适应控制器具有重要的工程意义和理论价值。考虑存在参数不确定性及非参数不确定性，本文分析了小卫星的姿态动力学及运动学方程，设计出了一种鲁棒自适应控制器，证明了该控制器可以保证控制系统全局一致最终有界稳定。仿真结果验证了该控制器的有效性。     

基于单个双框架变速控制力矩陀螺的卫星姿态反步控制

研究了利用单个双框架变速控制力矩陀螺(DGVSCMG)实现卫星三轴姿态控制问题;文章建立了基于单个DGVSCMG的卫星姿态动力学模型,在此基础上采用反步法设计控制律,分为姿态环的设计和角速度环的设计,并通过Lyapunov稳定性定理验证了控制算法的稳定性;最后对该控制律进行的数值仿真结果表明,21s后卫星姿态控制精度优于10-2°,姿态稳定度达到10-3°/s量级,验证了文章方法的有效性。     

用于卫星角速度高精度测量的角动量陀螺

本文研究１０＾－４°／ｓ量级的航天器角速度的测量问题。常规的角速度陀螺的基本原理是利用陀螺输出轴的力矩关系，直接测量角速度，刻度误差一般超过１０＾－４°／ｓ，因而难以满足高精度测量的要求。角动量陀螺利用的是陀螺输入轴的力矩关系，敏感的是相应的角动量。由于角动量与角速度的数量关系，角动量陀螺的刻度误差即使较大，也可保证对１０＾－４°／ｓ量级角速度的敏感性。因此，角动量陀螺的测速精度可达１０＾－４°／     

一种基于电磁轴承的控制力矩陀螺用非接触位移传感器设计

提出一种对高速转子轴心传移非接触测量的差动电感式传感器结构，分析了传统电桥检测电路的不足，设计了一种基于“比率脉宽”调制解调信号检测电路对测量误差进行补偿，在此基础上对所研制的传感器的静态，动态性能进行了测试，在控制力矩陀螺上进行初步试验，试验结果 表明：该传感器能满足航天器姿态控制关键执行部件长寿命电磁轴承高速转子轴心检测的性能要求。     

小卫星的低成本姿态确定与控制

本文阐述开发小卫星技术的必要性，该技术将使小卫星能力完成大卫星的飞行任务，韦伯州立大学（ＷＳＵ）的空间技术中心，（ＣＡＳＴ）在小卫星的研制上具有１８年的历史，闸经开发完成的卫星包括ＮＵＳＡＴ，ＷＥＢＥＲＳＡＴ和ＰＨＡＳＥ３ｄ，目前，ＣＡＳＴ正在生产两颗新的具有先进功能的小卫星；ＵＳＲＡ计划的ＣＡＴＳＡＴ卫星将确定γ射线爆发的原因，这是与新罕布什尔大学和英国的Ｌｅｉｃｉｓｔｅｒ大学的合作项目，ＪＡＷ     

卫星姿态控制飞轮的制动控制

本文讨论飞轮电机在脉宽调制调幅有源控制基础上完成再生能耗制动控制的主要技术问题。     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.     

大输出微控制力矩陀螺的设计

为了提高微控制力矩陀螺的输出力矩,提出了一种微型控制力矩陀螺的设计方案.所设计的微型控制力矩陀螺用角振动代替了传统控制力矩陀螺的转动,由转子角振动系统及框架角振动系统组成,实现了基于科氏效应的控制力矩输出.通过框架角振动系统的电极位置居中设置及在玻璃上挖槽的设计,避免了静电吸合现象.四个完全相同的微型控制力矩陀螺构成一...     

参数不确定SGCMG系统的自适应操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中,如果考虑框架伺服特性,往往假设系统的物理参数是确切已知的.为消除参数的不确定性对操纵性能的影响,设计了一种自适应操纵律.该操纵律可对系统物理参数进行在线估计,并能根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令,直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩.由于操纵律没有算法奇异,在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下,可使操纵误差渐近收敛至零.同时,该操纵律对系统参数变化具有良好的适应性,且形式简单,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.     

基于气浮台的小卫星姿态控制全物理仿真实验系统

设计了一套用于小卫星姿态控制全物理仿真的新型实验系统;该系统基于滑台式气浮台,采用回转中心与质心重合方法解决了气浮台力矩平衡难题;设计了独立的供气和供电系统,对供气、供电、星载计算机、执行机构和敏感器等分系统进行了设计,满足卫星控制全物理仿真要求,采用CAN总线技术和串口技术实现了星上部件之间以及地面站对其遥测遥控的通讯,并以双边极限环控制法为例,进行了卫星姿态控制全物理仿真实验,结果证明了该系统仿真结果精确,在小卫星仿真测试中具有实用价值。     

基于神经网络观测器的卫星姿态控制系统陀螺故障诊断

针对基于解析模型的卫星姿态控制系统陀螺故障诊断方法存在设计复杂、参数求解困难的问题,提出一种基于神经网络观测器的陀螺故障诊断方法。由系统内的冗余关系导出故障诊断逻辑,实现对陀螺故障的检测和隔离;同时利用先验模型知识和神经网络的非线性建模特性对陀螺故障进行估计。仿真结果表明,该方法能够实现对陀螺故障的检测、隔离和估计。     

单框架控制力矩陀螺（SGCMG）系统的构形分析

本文根据构形效率、奇异面的复杂度等指标，针对成对安装和非成对对称安装的几种常 ＳＧＣＭＧ构形，进行了分析评价，认为正二二面体构形是系统运行中的一种较理想的构形。但就研究本身而言，金字塔构形的分析和研究具有一定的代表性，对其它构形的分析和操纵了具有一定的指导意义 。     

瑞典奥丁小卫星的姿态控制

瑞典小卫星奥丁的研究任务包括天文和大气研究两门学科,因为它的主要实验仪器都是辐射仪。为使任务能够完成,不管在指向惯性天体目标（15″绝对指向）时,还是在对地球大气扫描时,姿控系统都要求高精度三轴稳定。主要的敏感器是卫星跟踪器和陀螺,执行机构是反作用轮和磁线圈。敏感器和执行机构与数据处理系统中专门研制的接处理器相连,接口处理器起与专用的姿控计算机通信的作用。姿态控制归属于以卫星活动和敏感器／执行机构选择为基础的模式。为测试姿控软件开发了高保真模拟设备,测试严格按专门为控制系统模式安排的计划进行。简单地说,奥丁卫星的姿控是先进的,特别在小卫星系统中,姿控系统是高性能的。它由主承包瑞典公司（SSC）研制生产。但瑞典、法国和加拿大等国的其他公司和组织也提供了设备的服务。     

基于神经网络的航天器姿态控制

文章给出了存在不确定质量参数和扰动时航天器进行姿态机动的控制系统，控制法则由神经网络和线性控制逻辑组成，这是为预定参数轨道飞行的航天器设计的。为得到闭环稳定条件使用了李雅普诺夫稳定性理论，这些稳定性条件施加到神经网络上起网络可调权得主控调整的约束作用。模拟结果证明当航天器惯量发生变化和出现干扰时，所提出的控制法则具有良好的跟踪特性，除了良好的鲁棒特性，模拟结果还证明由于所提出的神经网络控制器显示出网络权重迅速收敛，说明控制器具有学习能力。