小卫星磁力矩器与反作用飞轮联合控制算法研究

磁力矩器和反作用飞轮是现代小卫星姿态控制的主要执行机构. 对于具有主动磁控能力的小卫星, 由于动力学与控制的耦合, 其动力学系统是一个有约束的非线性系统. 针对小卫星入轨阶段的姿态捕获控制, 提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法. 仿真表明, 该算法鲁棒性好, 设计简单且易于在轨实时计算, 减少了反作用飞轮的饱和机会, 与单独使用磁力矩器控制相比, 缩短了姿态捕获时间.     

偏置动量卫星阻尼力矩作用下的姿态运动特性分析及控制方法

针对偏置动量卫星阻尼阶段的姿态运动特性进行分析,并基于时域分析方法提出弱偏置角动量的选取方法,改善阻尼过程中滚动-偏航角收敛的动态性能.以实际应用为背景,考虑一箭多星发射模式下,安装约束的限制导致星箭分离后偏置角动量方向严重偏离轨道面法线方向的情况,提出一种基于弱偏置角动量的姿态控制方法,在无需三轴姿态信息的情况下,可以避免由于偏置角动量的定轴性导致滚动-偏航角收敛时间很长的问题.仿真结果表明,所提出的方法能够有效减少姿态捕获时间,且易于实现,具有较高的工程实用价值.     

卫星自主与协同任务调度规划综述

如何利用有限的星上资源执行复杂繁重的空间任务长期以来备受关注,随着卫星载荷能力不断提升,响应时间要求不断缩短,卫星自主与协同任务调度规划研究的重要性逐渐增大.本文从单星任务调度规划为起点,对单星地面离线任务调度规划、单星星上在线任务调度规划、单星星地一体化自主任务调度规划研究现状进行梳理与分析,然后延展至多星领域,综述了多星地面离线协同任务调度规划、多星星上在线协同任务调度规划、多星星地一体协同任务调度规划研究现状.最后,对卫星自主与协同任务调度规划研究进行了总结与展望.     

基于层级任务网络的卫星自主规划模型与算法

针对面向任务的卫星操作计划自动生成(即卫星的自主规划)问题，采用层级任务网络规划的任务分解思想，在分析卫星系统结构的基础上，建立了光学成像侦察卫星的规划模型，定义了2种常规任务的任务分解方法。根据模型的特点，开发了一个基于任务分解方法的导引式求解算法。通过一个实例进行了验证，结果表明模型和算法能有效解决卫星的自主规划问题。     

卫星遥感大气CO2的技术与方法进展综述

综合分析了国际上卫星遥感观测大气二氧化碳（CO²）含量的主要技术与方法,讨论了现有星载大气CO²探测器（传感器）的主要理论基础、反演方法,归纳了仪器的主要性能指标、观测方式和观测目标,分析了影响CO²遥感精度的主要因素。具体研究下列3类星载CO2探测器：① 技术相对成熟的、观测要素既包含CO²也包含其他微量气体的综合性星载被动探测仪器,例如大气红外垂直探测仪(AIRS)、大气制图扫描成像吸收光谱仪(SCIAMACHY)、超高光谱红外大气探测干涉仪(IASI);② 针对大气中CO²混合比或者对流层下层CO²含量进行专门观测的星载被动探测器：极轨碳观测卫星(Orbiting Carbon Observatory,OCO)和温室气体观测卫星(Greenhouse gas Observing Satellite,GOSAT)搭载的被动红外探测器;③ ASCENDS和A\|SCOPE等国际卫星计划正在研制中的星载主动激光雷达探测器。 进一步介绍了我国在高光谱仪器研制方面具备的研究基础。最后初步分析了星载CO²探测结果的验证、资料同化方法和未来的发展趋势。     

卫星遥感数据开采与知识发现的信息论方法——以地质应用为例

信息提取的能力与效率已成为限制遥感应用发展的瓶颈问题。数据开采（ＤＭ）与知识发现（ＫＤＤ）概念的提出及其理论体系的建立为解决这一问题提供了一种全新的视角。基于对ＤＭ和ＫＤＤ的过程分析和对卫星遥感数据的信息论理解,提出了针对地质应用的卫星遥感数据开采与知识发现的技术框架。以此为主线,把时相选择考虑为知识发展过程的一个特定步骤;在研究地质遥感信息的时间效应基础上,探讨了目标知识发现的“微差信息处理”方法和信息融合技术,应用实例证明该框架的合理性及其相应方法的实际意义。     

Magnetic Attitude Control System for Low-Earth Orbit Satellites

A small spacecraft (SC) under consideration is intended forperforming a scientific mission on the low-Earth orbit for a long time(a year or more). A control system of the SC provides the constructionof regime of three-axis orientation of the SC in the orbital coordinatesystem and the stabilization of that regime, and must be autonomous,low-weight and low-cost. The magnetic control system that consists ofthe information subsystem based solely on three-axis magnetometermeasurings and the magnetic actuators satisfies in the best wayrequirements mentioned above. Such system can estimate both orbitalmotion parameters and attitude ones of the SC. But the absence of theadditional instruments and damping devices complicates the estimationsince the range of initial conditions uncertainly is wide and theproblem of estimating becomes essentially nonlinear. To get over thesedifficulties a recursive state estimation algorithm with enhancedconvergence is proposed. The magnetic control moment is synthesized bythe vector function Lyapunov method.     

Three‐Axis Global Magnetic Attitude Control of Earth‐Pointing Satellites in Circular Orbit

This paper addresses the controllability and global stability issues of a magnetically actuated satellite in the geomagnetic field. The variation of the geomagnetic field along the orbit, which is time varying in nature, makes the dynamics of the satellite time varying also. Sufficient conditions for controllability of such a time varying magnetic attitude control system are given. As a major contribution, it is proven that the three‐axis controllability of the spacecraft actuated by the magnetic actuators is possible and it does not depend on the initial angular velocity of the spacecraft. Global controllability is a precursor to global stability. Therefore, exponential stability for an arbitrarily high initial angular velocity and an arbitrary initial orientation is proven next for a proportional‐derivative control law using averaging theory. It is also proven that even an iso‐inertial satellite can be stabilized using the time invariant feedback control, which was hitherto not possible, even using time variant conventional control. Simulation results are presented under different initial orientations and angular velocities of the satellite in the presence of favorable and unfavorable gravity gradient torques to validate the proposed control method.     

Attitude manoeuvre of spacecraft with long cantilever beam appendage by momentum wheel

Attitude manoeuvre of spacecraft with a long cantilever beam appendage by momentum wheel is studied. The dynamics equation of the main body is derived by conservation of angular momentum. The dynamics equation of the appendage is derived by force equilibrium principle. Two feedback control strategies of the momentum wheel are applied for the attitude manoeuvre of the main body. The lateral vibration of the appendage is suppressed by active control in proportion to its lateral displacement and velocity. The variation of residual nutation angle of the spacecraft or the residual transversal angular velocity of the main body in the manoeuvre process is researched with changes of steady state time of the manoeuvre, appendage parameters, control parameters on the appendage and appendage location. In addition, spacecraft response is researched when there are no active controls on the appendage.     

饱和约束测量扩张状态滤波与无拖曳卫星位姿自抗扰控制

无拖曳卫星的本体姿态、卫星本体与测试质量间的相对位移及相对姿态的联合控制受到外部扰动、输入噪声、测量噪声及饱和约束、输入耦合以及状态耦合等因素的影响, 控制器的设计面临挑战. 本文采用基于扩张状态的卡尔曼滤波对系统状态和系统扰动进行实时估计, 引入自抗扰控制策略进行了控制器设计. 针对无拖曳控制子系统设计了测量饱和受限下的扩张状态估计算法, 并进行了信息融合. 在设计控制律时不仅考虑了对外部扰动的补偿, 还将系统状态间的耦合关系看成内部扰动进行补偿, 使得被控系统等价为“积分串联型系统”, 在此基础上实现了无拖曳卫星的联合控制. 数值仿真验证了方法的有效性和合理性.     

一种大气数据系统传感器智能加温控制方法

机上大气数据系统传感器结冰会影响传感器感受气压和探测温度、角度等参数的准确性和可靠性,进而影响飞控系统使用大气参数参与飞行控制。为了实现系统内传感器防冰和除冰的目的,提出了一种大气数据系统传感器智能加温控制方法。智能加温控制主要体现为：加温模式分为不加温、半功率加温和全功率加温共3种;加温启动瞬间采用分时分组的方式;加温控制采用主、备加温控制盒双余度设计和手动、自动加温双余度控制方式;实时监测系统内各传感器的加温电流。