卫星太阳帆板展开的动力学仿真分析与应用

研究了卫星帆板展开对整星姿态的影响,优化了展开策略。对单块帆板的展开进行了理论建模,得到了转动角度和时间关系的解析解;结合某卫星工程实际对单块帆板进行了ADAMS动力学仿真,建立了更接近实际的ADAMS模型和参数设置。通过搭建的单块帆板展开试验机构进行展开试验,测得了驱动力矩、阻力矩等参数,并对理论模型和ADAMS模型进行了参数修正。修正后的结果显示理论计算、仿真和试验结果相差在5%以内。对于10.6kg帆板而言,驱动力矩每增加0.09N·m,展开时间缩短0.4~0.5s,冲击载荷相应增加400N左右。修正过的ADAMS模型可应用于整星帆板展开动力学分析,得到不同展开策略对卫星姿态影响的大小,为展开模式的选择、姿态精确控制提供参考依据。     

基于ADAMS航天器太阳帆板展开与锁定动力学仿真

太阳帆板展开与锁定是航天器入轨后的重要操作之一,正确分析和预测柔性太阳帆板在展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响是十分必要的。首先利用ANSYS有限元软件建立太阳帆板的有限元模型作为ADAMS中的柔性体,然后基于ADAMS建立了柔性太阳帆板在两种典型常见展开方式下的动力学仿真系统,一种展开方式为两侧太阳帆板同时展开;另一种展开方式为先展开一侧太阳帆板,经过一段时间稳定后再展开另一侧,分别仿真分析了这两种展开方式下太阳帆板展开与锁定过程的动力学性能以及航天器本体的姿态变化;设计了一种太阳帆板锁定机构,仿真结果表明这种锁定机构满足功能设计要求,对工程设计有一定的参考意义。     

卫星帆板不确定性分析

为了研究不确定性参数对卫星帆板系统展开锁定动力学响应过程的影响,对参数为随机和认知不确定性两种情况进行了分析。首先在ADAMS中建立了卫星帆板系统多体动力学模型并建立模型语言文件ADM、脚本控制文件ACF,在MATLAB环境下编辑脚本仿真分析程序进行不确定性多体动力学仿真分析。当参数为随机不确定性时,采用蒙特卡罗方法进行参数抽样并求得响应的置信区域;参数为认知不确定性时,用区间分析的方法求得系统响应边界。联合仿真结果表明两种不确定性分析方法均能定性分析参数不确定性对卫星帆板系统展开锁定响应过程的影响,为卫星帆板系统结构设计提供一定的参考依据。     

考虑多间隙的帆板式展开机构动力学分析

在轨运行的大型航天器都含有太阳翼等帆板式展开机构,这种机构发射时处于折叠状态,在轨时处于展开结构状态。帆板之间的铰链间隙对于航天器系统的在轨动力学行为会产生很大影响。利用Adams多体动力学分析软件构造了由卫星本体、帆板式展开机构、间隙铰链和柔性帆板组成的多间隙帆板式展开动力学模型,数值分析了在多间隙作用下展开过程的系统动力学特性,比较了不同间隙数目对系统动力学特性的影响。通过分析展开过程中铰链轴与孔体的接触碰撞力,发现间隙的增多会使轴孔碰撞更加强烈,次数更加频繁。通过分析帆板展开过程中的角加速度变化情况,得到了间隙铰碰撞对展开机构运行稳定性的影响。     

基于ADAMS对柔性太阳能帆板的振动分析

通过建立的卫星模型,利用Adams/vibration模块对卫星柔性的太阳能帆板展开后进行振动分析,得出太阳能帆板的振动模态和特征值,以及频率响应曲线,通过分析得出系统的最大振型,为以后卫星结构和参数进行优化设计提供了依据。     

考虑多间隙的帆板式展开机构动力学分析

在轨运行的大型航天器都含有太阳翼等帆板式展开机构,这种机构发射时处于折叠状态,在轨时处于展开结构状态。帆板之间的铰链间隙对于航天器系统的在轨动力学行为会产生很大影响。利用Adams多体动力学分析软件构造了由卫星本体、帆板式展开机构、间隙铰链和柔性帆板组成的多间隙帆板式展开动力学模型,数值分析了在多间隙作用下展开过程的系统动力学特性,比较了不同间隙数目对系统动力学特性的影响。通过分析展开过程中铰链轴与孔体的接触碰撞力,发现间隙的增多会使轴孔碰撞更加强烈,次数更加频繁。通过分析帆板展开过程中的角加速度变化情况,得到了间隙铰碰撞对展开机构运行稳定性的影响。     

基于ADAMS柔性体的分析及在太阳阵展开中的应用

先对ADAMS软件的柔性体建模的方法进行了介绍,并在MSCADAMS/View2005环境下建立了刚性太阳帆板的仿真模型,然后通过其中的一种方法,利用其新增功能把刚性帆板直接替换为柔性帆板时对卫星太阳阵的展开进行了仿真分析,并利用后处理模块对结果进行了比较,着重讨论了太阳阵本身的柔性对太阳帆板展开过程的影响。     

微小卫星太阳帆板压紧释放机构的设计

为实现某型号微小卫星太阳帆板的压紧释放,研制了一种小型熔线式压紧释放机构。首先,设计了可测量预紧力的压紧机构,得到扭矩与预紧力的2倍关系,给出了预紧力的确定方法。然后,根据绳索特点,设计了具有电阻调节功能的解锁机构,增强了对电源的适应能力,满足了微小卫星快速模块化布局。最后,进行了熔断特性实验与熔断参数设计,得到熔断时间与电流的函数关系,确定了该型号卫星解锁的熔断功率为6.25 W,熔断时间为(6±1)s。开展了实验室环境与真空环境下的可靠性验证实验,结果表明:所设计的压紧释放机构工作可靠,适用于微小卫星展开机构,且具有较好的通用性与扩展性。该项研究对微小卫星太阳帆板压紧释放装置设计和空间展开机构设计具有指导意义。     

微小卫星帆板展开火工冲击减振结构研究

以某卫星太阳帆板展开时卫星本体所受的冲击为研究对象,设计了一种蜂窝夹层板式冲击减振装置。从减振设计的角度出发,对冲击响应动力学模型、冲击减振设计要点进行了详细的说明。通过引入弹簧单元等对蜂窝夹层板及附属结构进行改进,并对该系统法向进行冲击特性试验研究,分析了该冲击减振装置应用于卫星后的动力学响应。结果表明,蜂窝夹层板减振装置具有良好抗冲击性能,应用于卫星单机安装板,能够有效减少冲击响应,同时满足发射条件,该设计合理。     

一种用于卫星装配姿态调整的智能装备

在卫星平台研制中,为满足卫星单舱总装、测试需求,需要实现卫星舱体姿态的调整.对此,设计了一种用于卫星装配姿态调整的智能装备.这一智能装备可以停放和翻转装有卫星单舱的保持架,在卫星单舱仪器、电缆安装工况下能够作为停放架车使用.对这一智能装备的功能与结构进行了介绍,并对升降系统进行了分析.     

采用自适应无迹卡尔曼滤波的卫星姿态确定

针对现有算法卫星姿态确定中模型参数估计不准确,系统存在外界干扰下稳定性差和跟踪精度不足的问题,提出一种自适应无迹卡尔曼滤波算法,对卫星三轴姿态进行估计.首先分析了陀螺和星敏组合定姿的工作原理,然后推导了以误差四元数为状态变量的卫星姿态运动学方程.滤波过程中,该算法引入自适应矩阵,对量测噪声协方差矩阵进行调整;依据滤波发...     

敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制

研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制.首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案.然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度;为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律.最后,通过在“试验三号卫星”的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证.仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论.     

高精度小卫星星座激光通信仿真平台设计

针对小卫星星座中卫星间进行激光通信的要求,本文提出了一种新的高精密小卫星星座激光通信仿真平台。该仿真平台由两个模拟卫星和一个控制中心组成,模拟卫星以高精度三轴气浮转台为卫星平台,由星务计算机和各种星上姿态敏感器及姿态执行器构成,高精密气浮转台为卫星提供空间工作环境,星务计算机及姿态敏感器及执行器为卫星平台实现高精度的指向精度提供了保障。该仿真平台可根据任务需要进行双星主从控制、双星协同控制、三星主从控制、三星协同控制和单星故障控制仿真。文中还为仿真平台建立了坐标系,并提出了系统仿真的数学模型。最后经过仿真,本仿真仿真可以满足小卫星星座激光通信的要求。     

大视场空间相机的像移速度场模型及卫星三轴姿态稳定度分析

针对大视场空间相机的像移补偿,建立了基于坐标变换和姿态动力学的离轴三反大视场空间相机通用像移速度场模型。建模过程中考虑了离轴三反光学系统的离轴角对像移模型的影响,推导了离轴三反大视场空间相机的像速场解析式。以某大视场空间相机为例,分析了3种典型成像姿态下焦面像移速度和偏流角的分布特点,研究了卫星姿态稳定度对相机成像质量的影响。分析表明,卫星三轴姿态稳定度的降低会导致相机焦面动态传递函数(MTF)下降,其中俯仰姿态稳定度对焦面动态MTF的影响最大;并且随着积分级数增加,下降会愈发明显。相机侧摆姿态成像时,对卫星姿态稳定度的要求更高。以传递函数下降5%为限,积分级数为96级的大视场空间相机,要求卫星姿态稳定度控制在0.001(°)/s以内。实验结果验证了文中对卫星姿态稳定度的分析,证明了像移速度场模型的准确性,为大视场空间相机像移补偿提供了可靠依据。     

单轴储能及姿态控制一体化系统研究

给出了一种应用于卫星的单轴能量存储及姿态控制一体化系统.在同一轴上安装两个反向旋转的飞轮,通过预定的算法,控制两个飞轮的角加速度,可以在日阳期、日阴期及其过渡过程分别实现能量的储存和释放,并且在这些过程中保持卫星的姿态不变或按要求实现姿态机动.根据实验对系统进行了适当的简化,推导出了其数学模型,给出了相应的控制算法,并进行了在储、放能的同时实现姿态控制过程的试验.初步试验表明,在储能过程中,轴系控制精度优于3°;在放能过程中,轴系控制精度优于1.2′,换算到百公斤量级卫星的姿态角波动量分别为3.6′和1.5″.结果表明:在消除一些不对称因素(如两个电机结构差异)后,此方法在卫星或其它空间飞行器中同时完成能量交换和姿态控制是可行的.     

小卫星姿控xPC半物理仿真系统设计

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机、光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台,并利用该平台系统对使用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50 s内使姿态机动了31.57°,且有较好的指向精度和稳定度.结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,用设计的姿态控制算法进行姿态机动能够满足控制系统性能指标.     

小卫星姿控xPC环境半物理仿真研究

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机及光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台;并利用该系统对用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50秒内机动了31.57°,并有较好的指向精度和稳定度。结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,设计的姿态控制算法进行机动 能够满足控制系统指标。     

基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真

针对小卫星姿态控制系统的设计和研制需要,应用高精度单轴气浮台模拟小卫星在轨运行时的微重力、无摩擦的环境,借助Simulink模块库建立了实时控制系统软件模型,利用反作用飞轮、光纤陀螺、数显表、控制计算机等物理设备快速构建了简化的小卫星姿态控制仿真硬件系统,并进行了姿态控制物理仿真实验,实验结果表明,仿真系统具有较高的姿态指向精度和稳定度,能够达到小卫星姿态控制仿真要求。     

基于terminal滑模控制的小卫星机动方法

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先,基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型,以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后,采用SGCMGs作为小卫星执行机构,以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal滑模控制产生的期望力矩;通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后,利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示:根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s,满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度,能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。     

Time optimal attitude maneuver strategies for the agile spacecraft with reaction wheels and thrusters

Reaction wheels and thrusters are commonly used for the satellite attitude control. Since satellites frequently need fast maneuvers, the minimum time maneuvers have been extensively studied. When the speed of attitude maneuver is restricted due to the wheel torque capacity of low level, the combinational use of wheel and thruster is considered. In this paper, minimum time optimal control performances with reaction wheels and thrusters are studied. We first identify the features of the maneuvers of the satellite with reaction wheels only. It is shown that the time-optimal maneuver for the satellite with four reaction wheels in a pyramid configuration occurs on the fashion of single axis rotation. Pseudo control logic for reaction wheels is successfully adopted for smooth and chattering-free time-optimal maneuvers. Secondly, two different thrusting logics for satellite time-optimal attitude maneuver are compared with each other: constant time-sharing thrusting logic and varying time-sharing thrusting logic. The newly suggested varying time-sharing thrusting logic is found to reduce the maneuvering time dramatically. Finally, the hybrid control with reaction wheels and thrusters are considered. The simulation results show that the simultaneous actuation of reaction wheels and thrusters with varying time-sharing logic reduces the maneuvering time enormously. Spacecraft model is KOrea Multi-Purpose SATellite (KOMPSAT) -2 which is being developed in Korea as an agile maneuvering satellite.