地球观测卫星姿控系统单通道全物理仿真试验研究

本文着重讨论地球观测卫星姿态控制系统俯仰通道全物理仿真以及单轴气浮台全物理仿真系统的功能、构成、仿真实验内容和方法,并介绍有关实验设备     

微型计算机在卫星姿控系统测试中的应用

本文介绍了由 CROMEMGO Z80Ⅲ微机和“综合检测专用接口”组成的测试系统,该系统为卫星姿控系统的测试提供模拟信号,实时采集和处理数据,计算测试结果,从而实现了对系统专用设备的实时控制和管理,构成自动测试姿控系统。本系统将 BASIC 语言和机器语言有机地结合起来,简化了软件设计,使用方便,缩短了现场测试时间。     

基于SIMULINK的卫星姿控系统的仿真实现

卫星姿态确定数学模型涉及到姿态敏感器系统、卫星姿态动力学与运动学原理以及数据处理方法,系统对象比较复杂。首先,基于欧拉角法和四元素法建立了微小卫星姿态运动学模型,基于相平而控制法建立了采用恒定推力的开关式控制的喷气姿态控制系统,随后,在MATLAB的Simulink交互式仿真集成环境中对模型进行仿真研究,验证了模型的有效性;最后,对卫星模型选取了适当的参数,仿真结果满足对定姿精度和姿态稳定度的要求,完成了模型的设计。为说明卫星姿态控制中相关的算法,文中介绍了simulink模块的结构框图。     

三轴稳定卫星姿控系统的一般性问题

本文对三轴稳定卫星姿态控制系统的一些一般性问题进行了分析和研究。证明了如仅靠工作在速率模式的飞轮来控制卫星姿态,滚动轴和偏航轴的飞轮必须解耦。并指出磁卸载可以阻尼进动。另外,分析了各惯量积对卫星姿态运动的影响。     

回顾卫星姿控系统地面综合检测设备的研制

我国自1970年发射“东方红一号”卫星以来,已成功地发射了多种型号的卫星,这标志着我国航天技术的迅速发展,这是各有关领域内数以万计的工程技术人员长期努力的结果。就以卫星本身来说,它由完成各种任务的多个分系统组成。在卫星的各个分系统中,姿态控制系统最为复杂,它包括姿态测量和姿态控制两大部分,前者要求能及时、准确地测出卫星在运行过程中的各种姿态偏差,后者则要求能对测得的姿态偏差信号作适当的处理,然后据此消除卫星的姿偏差,保证卫星始终处于设计所要求的姿态。     

基于模块化的三轴稳定卫星姿控系统仿真

研究卫星姿控系统快速建模问题,根据姿态控制原理以及控制系统的基本结构,遵循"开放性"、"集成性"和"模块化"等原则,提出建立了三轴稳定卫星姿态控制系统仿真通用模块库,并通过一个仿真算例验证了模块库的有效性。该库划分为执行机构、代数法姿态确定、常用模块、控制器、动力学与运动学、敏感器、空间环境和状态估计姿态确定等八大类功能模块,可嵌入到MATLAB平台中,使用方便,而且可以对模块库不断扩展改进,为三轴稳定卫星姿态控制系统设计与仿真验证提供了一个快速有效方法。     

“交响乐”卫星的姿控系统动力学仿真设备

一、前言“交响乐”是第一颗三轴稳定的地球静止轨道通信卫星,但在过渡轨道是自旋稳定的。它用一个笔型红外地平仪、两个互为备份的静态红外地平仪和三个数字式太阳敏感器来测量卫星姿态。执行元件采用偏置动量轮、由8台1牛顿推力器组成的冷气系统和由6台10牛顿推力器组成的双组元热气系统。它的工作模式有:转移轨道上的姿态测量和控制、地球捕获和重新捕获、正常工     

基于RTX的卫星姿轨控系统地面实时仿真系统

介绍了RTX的实时功能原理和RT—TCPIP的实时通讯机制,并且比较了Windows操作系统和基于RTX实时扩展操作系统在实时精度方面和实时通讯方面的性能。卫星姿轨控系统地面仿真试验系统在卫星研制过程中起着举足轻重的作用。针对该系统的实时性要求,讨论了基于RTX的实时仿真系统的软件设计和实现方法,并给出了仿真实验结果。实验结果证明,该系统实时性高,工作稳定可靠,满足实际实验要求。该文对实时性要求高的仿真系统具有一定的参考价值和指导意义,     

双组元液体姿轨控系统推进剂供应稳定性试验研究

双组元液体姿轨控系统推进剂供应稳定是恒推力发动机可靠工作的前提,基于对推进剂性质和供应系统结构差异的对比,重点考察系统在静态环境与飞行环境下的工作压力稳定性。通过试验研究与理论分析表明两管路在竖直方向高度δH越接近的系统对推进剂混合比更稳定,推进剂供应系统中贮存推进剂密度ρ较大的管路压力波动更大。本试验研究可为双组元液体推进剂供应系统在压力稳定性设计方面提供理论依据。     

MSC Adams用户自定义子程序在卫星姿控系统仿真分析中的应用

利用MSC Adams中用户自定义子程序方法建立卫星姿态控制系统的模型,对卫星附件在轨展开过程进行卫星姿态动力学仿真分析.     

卫星姿控系统基于模糊基函数网络与自回归模型的故障预测

针对卫星姿态控制系统的故障预测问题,给出了模糊基函数网络(FBFN)与自回归模型(AR)相结合的故障预测方法,并提出了预测置信因子的概念,对故障预测的准确性进行评价.首先利用卫星正常运行时的姿态数据训练FBFN,将训练好的FBFN作为卫星姿控系统的标准输出模型;然后把卫星实时姿态数据与FBFN输出数据之间的差值作为残差...     

地球观测卫星轮控系统单通道全物理仿真试验

本文主要叙述地球观测卫星轮控系统单通道全物理仿真的内容、支及试验结果,并简要叙述大型单轴气浮台全物理仿真系统的组成。     

用于卫星姿控飞轮的固体润滑轴承寿命试验

引言用于卫星姿态控制的飞轮,其主轴承的寿命直接影响卫星寿命,故一般对飞轮轴承设计寿命的可靠性有极高的要求(例如99.9999%的可靠度)。为了得到飞轮主轴承寿命的可靠性数据,必须进行耗资而费时的寿命实验。本文以 ZYS802涂复、转移膜固体润滑轴承为例,论述了有效地进行寿命试验的方法及有关结果。本文内容对其它空间运动机构的轴承研究工作也有参考价值。     

导弹姿控系统关联性仿真系统的设计与实现

研究导弹姿控系统关联性,为分析导弹姿控系统的工作状态,提高异常情况下机理分析的效率,以建立某导弹姿控系统关联性仿真系统。为了直观分析姿态控制系统,提出了整体分析和多参数耦合复现的一个可靠的信息可视化显示与分析平台。以研究导弹姿控系统关联性数学模型为基础,采用虚拟现实仿真技术,利用3ds Max与三维渲染引擎OpenSceneGraph完成实体模型的建立和虚拟场景的渲染,并进行仿真系统的开发。仿真系统可完整演示某导弹飞行过程中伺服系统与陀螺仪系统的工作状态,并对各系统中的部件关联性进行了仿真和分析。建立的仿真系统在测试中取得了较好的效果,对同类虚拟现实仿真的研究也具有重要的指导意义。     

再入飞行器姿控系统的准连续高阶滑模设计

针对存在参数不确定性和外扰的飞行器再入姿态控制问题,提出一种基于准连续高阶滑模的控制方案.首先基于奇异摄动理论将姿态控制系统分为快、慢两回路;随后在慢回路滑模控制系统设计中利用范数型切换函数代替符号函数以使虚拟控制量平滑连续;在快回路设计中,基于积分型快速终端滑模、反馈控制和准连续高阶滑模控制理论设计快回路控制系统.理论分析和仿真结果均表明,该控制方案在增强系统鲁棒性的同时能够有效削弱系统抖振.