集成化储能与姿态控制系统中飞轮高精度测速方法

针对集成化储能与姿态控制系统中飞轮速度测量要求范围宽、精度高的特点,从误差分析的角度提出了一种速度测量方法.该方法在低速阶段测量多个完整飞轮转速脉冲信号所用时间,跨越转速分界点进入高速阶段后,测量一定时间内飞轮转速脉冲信号个数.为了验证该测量方法的可行性,文中以Agilent公司生产的高精度信号发生器及信号计数器为基准对该系统进行了速度测量实验,并对实验结果进行了分析.结果表明,该系统具有测速精度高,测量范围宽的优点,完全能够满足集成化飞轮储能与姿态控制系统测速精度的要求.     

基于二阶非线性滤波的星上陀螺在轨标定

为提高三轴稳定卫星姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,结合二阶非线性滤波估计,推导了一种利用星敏感器对陀螺进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺安装误差、标定因子误差以及漂移模型,并对陀螺测量过程中可能出现的各种误差进行在轨补偿,为卫星姿态确定和校正提供丰富的姿态测量信息,以确保姿态测量器件长期在轨工作精度.采用该算法对哈尔滨工业大学"试验卫星一号"遥测数据进行复算和校核,结果与实际飞行数据吻合,验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

集成化储能与姿态控制系统中飞轮高精度测速方法

针对集成化储能与姿态控制系统中飞轮速度测量要求范围宽、精度高的特点,从误差分析的角度提出了一种速度测量方法。该方法在低速阶段测量多个完整飞轮转速脉冲信号所用时间,跨越转速分界点进入高速阶段后,测量一定时间内飞轮转速脉冲信号个数。为了验证该测量方法的可行性,文中以Agilent公司生产的高精度信号发生器及信号计数器为基准对该系统进行了速度测量实验,并对实验结果进行了分析。结果表明,该系统具有测速精度高,测量范围宽的优点,完全能够满足集成化飞轮储能与姿态控制系统测速精度的要求。     

飞轮故障时的小卫星轮控与磁控联合控制方法

反作用飞轮和磁力矩器是现代小卫星姿态控制的主要执行机构,针对反作用飞轮故障情况,提出一种使用磁力矩器和反作用飞轮联合控制的故障处理方案.首先给出了具有控制分配环节的联合控制方案,在此基础上推导了故障模式下的控制分配策略和磁卸载算法.最后进行数学仿真,结果表明该算法在飞轮故障时能够动态实现故障隔离和系统重构,有效完成小卫星高精度姿态控制任务,且该方法鲁棒性能好、设计简单、易于在轨实时计算.     

基于立方星的电池管理模块设计

电池管理是卫星电源系统的核心任务之一,卫星电池的寿命很大程度上决定了卫星的在轨工作寿命.鉴于此,针对卫星电源系统的研究将有助于提升卫星的使用寿命.基于立方星电池管理模块,介绍了航天电池管理模块设计的全过程.主要包括航天级电池的实验筛选与配对,电池组的安全保护设计、电池组内各节电池均衡控制设计、电池管理模块内部数据采集与控制等多个方面.最后通过立方星电池管理模块在轨工作实验数据分析,证明了立方星电池管理模块的合理性及可靠性,指标满足设计要求.     

考虑安装偏差的联合执行机构自适应控制算法

为满足卫星机动过程中成像的需求,采用联合控制力矩陀螺和飞轮作为执行机构提供大且精确的控制力矩,但其安装的偏差会降低卫星姿态控制精度,基于设计自适应控制律处理这一问题.在携带变速控制力矩陀螺卫星通用模型的基础上,建立考虑安装偏差的联合执行机构控制模型.基于修正罗德里格参数描述的姿态运动学,设计多输入多输出自适应跟踪控制律估计执行机构的安装偏差与卫星转动惯量,并进行控制补偿以提高姿态控制精度.采用平滑映射避免控制律出现奇异现象而导致的无法执行,并基于Lyapunov原理分析了控制系统稳定性.数学对比仿真结果表明,该控制方法能够有效的实现卫星快速机动过程中的高精度控制,可提高2个数量级的跟踪控制精度.     

基于偏航观测器的偏置动量卫星姿态控制

研究了基于偏航观测器的三轴稳定偏置动量对地定向卫星姿态控制问题.由于采用的红外地平仪无法测量卫星的偏航信息,提出了一种基于偏航观测器的姿态控制方案.针对俯仰回路,利用测量的俯仰角实现了俯仰回路姿态控制;滚动/偏航回路的设计由2部分组成:基于偏航观测器的PD控制器和飞轮解耦环节.整个系统采用动量轮和反作用飞轮作为执行机构,磁力矩器提供的磁矩与地磁场作用产生的力矩实现了飞轮的动量卸载.最后对卫星姿态控制系统进行了仿真研究,结果表明,所设计的控制方案在飞轮输出力矩工作范围内,可使卫星达到很高的姿态控制精度.     

卫星在轨周期干扰力矩辨识与补偿方法的研究

文章针对三轴稳定卫星受周期干扰影响的情形,研究周期干扰力矩预先未知的情况下卫星在稳态运行期间姿态的高精度控制问题.要实现卫星姿态的高精度控制,需要对未知周期干扰力矩进行在轨估计进而实现补偿.该文首先基于卫星的稳态输出数据,采用特征系统实现法辨识周期干扰力矩的频率,并结合控制系统的闭环传递函数估计干扰的幅值进而获得周期干扰的完整模型.然后提出了使用前馈控制对所估计干扰实现在线补偿的方案.分析和仿真结果表明,上述方案能有效地克服未知周期干扰力矩对姿态稳定度的影响,提高在轨运行卫星的姿态控制精度.     

天舟一号成功释放立方星

正8月1日,我国天舟一号货运飞船成功在轨释放一颗立方星。该立方星随即被地面工作人员成功"捕获"。此次试验是我国首次通过飞船系统采用在轨储存方式释放立方星,完成了对非火工品装置的分离解锁技术、部署发射器与立方星间接口匹配技术,以及部署发射器制造的材料和工艺保证技术的验证,为后续我国空间站开展微纳卫星部署发射及在轨服务奠定了基础。此次在轨释放的立方星为标准     

陀螺/星敏感器在轨标定算法研究

为确保姿态测量器件长期在轨工作精度,提高三轴稳定卫星的姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,推导了一种对陀螺和星敏感器进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺和星敏感器的安装误差和标定因子误差模型,并对可能出现的各种误差进行在轨补偿,与同类算法相比,为卫星姿态确定和校正提供了更加丰富的信息,计算量更小.最后对该算法进行了数学仿真,仿真结果验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

基于反作用飞轮和磁力矩器的小卫星姿态联合控制算法

针对基于反作用飞轮和磁力矩器的姿态控制算法设计问题,在建立执行机构数学模型的基础上,分析了联合控制的必要性,给出了一种具有控制分配环节的反作用飞轮和磁力矩器联合控制方案,在此基础上分别推导了最大磁控力矩和能耗最优等控制力矩分配算法。最后进行了数学仿真。结果表明,该联合控制算法在不降低系统控制精度的前提下,显著降低了反作用飞轮的转速及系统功耗。有利于在方案设计时减轻反作用飞轮的重量,提高整星的功能密度比。本文算法设计简单,计算量较小,可以在轨实现。     

惯性/天文/卫星组合导航误差在线标定方法

为提高惯性/天文/卫星(INS/CNS/GNSS)组合导航系统长期工作时的精度,推导了基于四元数误差描述的组合导航系统误差状态方程和量测方程,利用分段定常系统(PWCS)定理,分析了不同输入条件下系统状态变量的可观测性和可观测度.结合可观测性和可观测度分析结果,提出了利用星敏感器及卫星导航系统提供的姿态、位置矢量在线标定陀螺仪、加速度计和星敏感器误差参数的方法.可观测性分析和仿真试验结果表明,该方法可以精确在线估计出陀螺仪、加速度计、星敏感器的标度因数、零偏和安装误差,提高惯性/天文/卫星组合导航系统长期在轨工作的精度.     

基于在线加权式多模型方法的磁控立方星姿态机动控制

针对一类低轨道磁控立方星,提出一种在线加权式多模型自适应跟踪控制方法,使得卫星姿态能够根据指令实现较大角度的机动,并将误差保持在容许的范围内,达到满意的动态性能.首先,在卫星的几个姿态平衡点处建立控制系统模型,通过模型匹配度指标值,在线调整加权式多模型控制算法;其次,在多模型控制回路中引入动态自适应神经网络,充分利用其结构和参数均可以在线自适应调节的特点,以消除卫星在轨运行时受到的地球磁场变化的影响,并抑制不确定的外部干扰,提高系统鲁棒性能;最后,以某立方星为对象,进行仿真验证,结果表明所提方法是有效的.     

星载角动量补偿系统的高/低权控制

为了利用补偿飞轮来抑制卫星转动部件引入的角动量干扰问题,在分析补偿原理的基础上设计一个工程上易于实现的双闭环控制器．该控制器利用编码器角速度信号及其积分信号构成高/低权复合控制．指出现有补偿飞轮应用中的问题及改进措施,同时提出根据有效载荷运动特性和卫星姿态控制精度要求设计补偿飞轮参数的准则．仿真计算部分给出有效载荷各个运动模式下残余角动量的仿真曲线,结果表明所提出的补偿系统能补偿掉97％以上的干扰．本文的控制策略满足系统要求,提高了补偿系统响应速度、减小稳态误差．     

皮纳卫星数据存储系统设计与在轨验证

为提高皮纳卫星数据存储系统性能和可靠性,提出了一种基于3种介质的"三级数据存储+三模容错架构"存储系统策略.首先,基于对星载存储介质的现状和故障特性分析,选择存储器件;然后对文件系统操作流程进行详细研究,提出错误来源;由此提出了采用ECC纠错、冗余备份和电流保护的方法提高系统可靠性;提前预分配文件空间,建立环形数据存储结构,以减少FS操作复杂性,降低错误率;结合RAM、FRAM、SD卡(secure digital card,SDC)三者的优点,采用三级数据存储策略来提高存储速度和故障容错能力;最后,通过地面实验测试,在1 MB总数量时,数据写入速度提高约4.7倍,任一SDC异常或者系统突然断电均不影响系统正常工作,数据丢失≤1帧,故障切换时间≤10 ms.卫星在轨运行过程中,FS、文件和介质均工作正常,且未影响其他系统工作.地面实验和在轨验证结果表明,数据存储系统方案有效可行,系统可靠性和读写性能均能满足卫星系统的任务需求.     

小卫星快速机动与高精度稳定控制分配策略

为满足灵敏小卫星大角度姿态快速机动与机动后快速高精度稳定的需求,针对具有推力器与飞轮等异构执行机构的冗余配置方案,提出了一种在轨动态选择执行机构实施机动任务的控制分配策略.基于优化方法的控制分配算法将期望控制量在冗余混合执行机构间进行动态分配,根据卫星当前状态适时改变优化目标函数中各控制指令的权重,最后通过标准化的求解过程来完成对执行机构的动态选择.最后,针对Microsim仿真平台的执行机构配置所进行的数学仿真结果表明,该策略能够完成小卫星大角度姿态快速机动与高精度稳定的控制分配任务,并满足特定时期选择特定执行机构执行任务,以及限制最大机动角速度等约束条件.     

双功能飞轮控制方法的研究

针对双功能飞轮系统在能量存储与姿态调整的过程中,飞轮电机一体化单元模型参数变化较大、难于控制等问题,提出一种积分分离式分段PID复合控制算法。该方法在系统开始调节时采用PD控制,当系统姿态调整接近稳态值时,再引入积分环节,通过积分环节的引入消除系统静差,同时考虑系统在不同控制电压范围内数学模型不同的特点,调节系统模型参数,从而实现系统储能的同时完成高精度姿态控制。初步实验结果表明,采用该算法在储能与姿态调整过程中,系统姿态控制精度达到了1°,折算到百公斤级卫星,其控制精度可达1.2′。     

基于鲁棒控制理论的卫星姿态控制

对于三轴角动量飞轮式卫星的姿态控制提出了一种鲁棒控制设计方法.针对挠性卫星中存在的未建模动态以及参数不确定性问题,基于H∞控制理论对姿态控制器进行了设计,通过选取合适的加权函数将姿态控制问题转化为标准H∞控制问题,进而获得所需控制器.并与PID控制器进行了仿真实验对比,仿真结果表明,对于系统中存在的干扰和参数不确定性,H∞控制具有良好的鲁棒稳定性与动态性能.     

基于双观测器的四旋翼无人机姿态控制

为了提高四旋翼无人机姿态控制精度及抗干扰性能,将干扰观测器与扩张状态观测器相结合,提出了一种基于双观测器的滑模抗干扰控制方法.首先,对于部分已知信息的干扰用外生系统模型描述,并用干扰观测器进行估计;然后针对复杂的非线性可微干扰采用扩张状态观测器进行估计;接着设计滑模控制律来补偿双观测器估计的干扰,进而实现姿态控制;最后利用李雅普诺夫理论证明了系统的稳定性.仿真结果表明,该方法相较于传统的PID控制具有更高的跟踪精度和良好的抗干扰能力.     

基于聚类变异PSO优化的VSCMGs模糊平滑切换算法

针对变速控制力矩陀螺（variable speed control moment gyro,VSCMG）作为执行机构应用在敏捷遥感卫星上进行姿态机动时末端模式切换的平稳性和快速性冲突问题,在考虑框架转速误差的基础上,设计姿态误差参数作为切换指标,制定误差参数切换区域内的过渡规则,将指令力矩实时分配给控制力矩陀螺（control moment gyro,CMG）和飞轮并分别求解,提出了一种控制力矩陀螺/反作用飞轮工作模式模糊平滑切换操纵律。为了使得姿态机动末端卫星姿态达到姿态稳定度和指向精度要求的时间更短,以该时间为优化指标提出聚类变异改进粒子群算法对该操纵律参数寻优,确定最佳的切换区域和切换参数,并进行了仿真验证。结果表明:改进后粒子群算法在相同的迭代次数中总是表现出比传统粒子群算法更优的适应度,具有更快的收敛速度和更高的收敛精度,参数优化后的模糊平滑切换操纵律相比于现有操纵律能够在较短时间内完成双模式的平滑切换,并在姿态机动末端更迅速地达到姿态稳定度和指向精度要求,提高了遥感卫星敏捷机动与高稳指向的控制性能,有利于高质量完成成像任务。