AMPTE／IRM卫星姿态确定

文章描述飞行任务计划制定阶段与姿态测量仿真，进入最终工作轨道前近地点发动机点火时ＡＭＰＴＥ／ＩＲＭ卫星自旋轴的姿态确定以及在外力矩作用期间自旋轴姿态控制等任务任务有关的活动。用一个三轴磁哟计和一个单轴太阳敏感器取得姿态测量值。在转移轨道还可利用高速率多普勒测量值。为进行姿态确定，用卡尔曼滤波器处理大椭圆轨道近地点附近的２分钟测量数据。     

JAWSAT卫星采用的GPS综合姿态确定系统

本文讨论ＪＡＷＳＡＴ卫星上应用的一种兼用ＧＰＳ，光纤陀螺和太阳敏感器的星上姿态确定系统的研制细节。ＪＡＷＳＡＴ卫星是一顶三轴稳定的小卫星，拟于１９９６年发射入轨。该星目前正由美国空军学院和Ｗｅｂｅｒ州立大学的学生和教师设计制造，主要用于满足教学的需要。本文首先综述该卫星的设计和技术验证实验，然后着重介绍兼用ＧＰＳ和ＦＯＧ定姿的综合姿态确定系统。     

高亚音速无人机姿态确定与控制系统设计

姿态确定与控制问题是无人机飞行控制设计中的关键问题.设计了高亚音速无人机的飞行控制系统,其硬件组成部分包括飞控计算机、组合导航计算机、电动伺服舵机、传感器、飞行参数记录仪以及地面检测装置;设计了基于速率陀螺、加速度计、磁航向计、GPS等多传感器系统的无人机姿态测量系统,并给出了基于信息融合卡尔曼滤波的姿态确定算法;设计了基于3个单变量控制回路的无人机姿态控制方案.仿真结果表明了高亚音速无人机的姿态确定方法和姿态控制方法的有效性.     

小卫星用低成本电推进系统的研究成果

文章总结了正在进行的小卫星轨迹位置保持而确定的低成本电推进系统，给出了系统成本的来源。电推进系统的比较和早期的水电阻加热推力器的试验结果，描述了正在研制的ＵｏＳＡＴ－１２小卫星系统的推进系统，总结了未来水电阻加热推力器的研究工作。     

“飞鸟”卫星的设计特点和在轨运行状况分析

本文简要要介绍了日本“飞鸟”卫星的概况、设计特点、姿态捕获经过以及姿态控制系统等的在轨工作情况。     

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。     

卫星GPS组合姿态确定系统方案研究

采用ＧＰＳ定姿技术作为卫星高精度自主姿态确定系统的备份,可以提高系统可靠性。在小型和微小卫星上采用ＧＰＳ定姿技术,保证在满足重量、功耗和其它技术指标条件下,姿态和轨道控制系统全面满足任务要求,本方案探索当今姿态和轨道控制系统基本型的研究迈出一步。     

全球成像系统2000卫星的姿态确定与控制

由Ball航宇公司设计的全球成像系统2000卫星,是新世纪商用遥感卫星的一员,目前正处于研制开发过程中。卫星姿态控制系统的设计既能满足用户的要求,也存在激烈的竞争,通过竞争产生了新一类廉价、灵巧和精确指向的卫星。为了在每个轨道周期中获得最大数量的、数据丰富的高品质图像,卫星上使用一精密敏感器和高性能执行机构,对卫星公用舱和望远镜和结构进行了优化,并且开发了设计精良、高保真度的姿态确定和控制算法。卫星上生跟踪器、环形激光陀螺、GPS接收机和大力矩反作用轮,为卫星的精确机动、望远镜指向和地面目标成像提供输入信息和驱动能力。卫星结构包括一个廉价的铝制公用舱,公用舱上按照运动学原理安装了一个精密的合成光学平台。姿态系统软件包括：鲁棒而精确的姿态确定算法,功能强大而易于运算的期望姿态状态函数,使结构激励极小的快速机动仿真软件,反作用轮力矩极小化函数,低干扰的太阳帆控制,以及一个灵活的电磁铁／磁强计动量管理系统。系统有多种可选用的运行模式,以及一个灵活的电磁铁／磁强计动量管理系统。系统有多种可选用的运行模式,包括固定或扫描地球目标的成像,固定或恒速惯性指向,用于下行链路传输和标定的轨道系指向,可选择的惯性姿态,轨道坐标姿态或者偏航等待姿态,电源保持安全模式,以及支持推力器开环与闭环点火的轨道调整模式。     

确定卫星姿态的一种非线性算法

本文在稳态卡尔曼滤波算法中引入非线性项,改进了算法的性能。思路是在姿态确定误差较大时,使得非线性滤波算法等价于具有较大滤波增益的稳态卡尔曼滤波器。理论分析和仿真结果表明在保证同样稳态估计精度的情况下,与稳态卡尔曼滤波算法相比较,非线性滤波算法具有更快的收敛速度。     

为小卫星定位和姿态确定在轨试验用的一种新型GPS接收机

星载ＧＰＳ定位和定轨的益处已在有限的几项卫星任务（如ＰｏＳＡＴ－１）上得到验证。ＧＰＳ姿态确实是个复杂的问题，它已是人们进行大量研究的一个主题，但能从轨道任务中获取的信息还非常少。最近ＳＳＴＬ在与ＥＳＡ的合作中已着手开始一项计划，研制具体针对小卫星的ＧＰＳ接收机。其设计不但是为了定位而且还要进行姿态确定试验。此项研制任务资金预算有限，进度安排紧，并且利用先进的商业技术。这种ＧＰＳ接收机有５根天线，     

一种用磁力矩器控制卫星姿态的新方法

本文研究用磁力矩器控制极地轨道上对地指向卫星姿态的方法。由于地磁场的方向在轨道上周期变化，卫星的姿态动力学方程是一个线性周期系统。本文采用块能控标准形和滑模态的设计思想，提出了一种开关控制方法，可以保证线性周期系统的稳定性。文中给出一个具体例子验证了此方法的有效法。     

基于星敏感器的卫星姿态确定系统设计与实时仿真

本文重点介绍了用于某型应用卫星上的星敏感器姿态确定系统的设计与半实物实时仿真系统的建立。卫星姿态确定系统采用了双探头星敏感器加速率陀螺联合定姿技术与扩展Kalman滤波算法。该系统的设计与实现，采用了CAD与实时仿真一体化技术，即在Matlab/RTW设计工具集与dSPACE专用仿真机支持下完成的。该系统的设计、分析、数学仿真与半实物仿真都取得较满意的结果。     

应用控制力矩陀螺的小卫星姿态控制技术

本文介绍一种基于控制力矩陀螺(CMG)的新型姿态控制系统。CMG可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力，这将有助于小卫星变得更加机动灵活。灵活性可以显著地扩大航天器的应用范围，提高航天器的效能并且可以大大增加地球观测和科学任务的数据返回率。在接下来的章节中介绍CMG的基本特性，分析了一种为增强型微小卫星设计的低成本、小型化单框架控制力矩陀螺(SGCMG)方案。文中建议的一个SGCMG参数表明，使用CMG有许多优点。该SGCMG能够产生9．82mNm的控制力矩，并且已经通过了气浮台试验验证。对SGCMG和反作用轮(RW)的对比证明，使用SGCMG可以降低整星的重量和功耗。     

用稀少观测矢量的非平衡状态自旋陀螺体的姿态确定

本文研究无外力矩作用的非平衡状态陀螺体的姿态确定问题。着重研究有摇摆运动卫星的稀少角速率测量和太阳／地球矢量观测的问题。从刚体惯量参数和角动量姿态的正则化性能指标导出递归最小二乘系统辨识方法。角速率和矢量观测是非线性的二步自回归模型。为姿态估计器提供了差分方程。三种仿真情况表明了性能：大角度锥角，小角度锥角和平衡状态。噪声方差函数和卫星自旋速率相对于轨道速率是收敛的。对于在转移轨道具有最小内能耗的自旋卫星，例如用离子推进器卫星，这种方法可以证明是特别有用的。对应急任务飞行操作也适用。对于这种操作，操作人员必须辨识角动量姿态。例如，为了在料想不到的丧失姿态控制后使卫星重新定向。