挠性卫星姿态的角动量反馈控制

利用动量交换装置的角动量测量和反馈来实现带有挠性附件卫星姿态的稳定控制是一个重要问题。为此,本文导出了角动量反馈控制器,给出了控制器参数的选取方法,分析了姿态控制误差与角动量测量误差的关系。结果表明,角动量反馈控制方法不仅能够保证姿态控制的稳定性,而且能够有效提高姿态控制的稳定度,并且对不确定挠性模态参数具有很强的鲁棒性。     

近地轨道卫星的姿态与角动量的磁控优化

本文讨论了三轴稳定偏置动量卫星的控制系统设计。该卫星装有一个俯仰动量轮，两个磁线圈和一个两轴红外地球敏感器，两个磁线圈用于滚动／偏航姿态控制及飞轮的动量控制。由于星体的时变特性，使用常规设计方法不但困难而且费时间。但是，多目标参数综合法使用相关优化软件包ＡＮＤＥＣＳ－ＭＯＰＳ较大程度地缩短了开发周期，从而减少了重复性费用。本文提出一种迭代设计方法，其中每一次迭代由两个步骤组成。第一步，通过使适当的     

用于卫星角速度高精度测量的角动量陀螺

本文研究１０＾－４°／ｓ量级的航天器角速度的测量问题。常规的角速度陀螺的基本原理是利用陀螺输出轴的力矩关系，直接测量角速度，刻度误差一般超过１０＾－４°／ｓ，因而难以满足高精度测量的要求。角动量陀螺利用的是陀螺输入轴的力矩关系，敏感的是相应的角动量。由于角动量与角速度的数量关系，角动量陀螺的刻度误差即使较大，也可保证对１０＾－４°／ｓ量级角速度的敏感性。因此，角动量陀螺的测速精度可达１０＾－４°／     

卫星姿态的状态转移控制

本文面向卫星的应用需求,对卫星姿态的运动学和动力学进行了分析与建模.利用反馈线性化,将姿态运动的高阶非线性项包含在姿态控制中,通过局部动态线性化,将动力学系统近似为定常系统.通过幂级数法对系统进行了状态转移过程的求解.采用模型预测的方法获得姿态角和姿态角速度的预期偏差.通过广义逆变换构造关于偏差的最小范数、最小二乘控制器.提出了一种基于状态转移的卫星姿态机动、跟踪与稳定控制的新方法.控制器的参数具有根据系统采样周期和当前状态时变自适应的特点.考虑帆板挠性及多种偏差和噪声影响,仿真验证了方法的可行性和有效性.     

星群卫星的姿态与轨道控制和管理分系统

由四颗桢的自旋稳定卫星组成的星群预定于１９９５年年底发射进入地球轨道。卫星将在轨道上编队飞行,收集地球磁层的各种科学测量数据。这项任务是ＥＳＡ为国际太阳地球科学计划（ＳＴＳＰ）所作贡献的一部分,这是ＥＳＡ首次使用双组元推进系统的科学卫星,文章描述了各个卫星携带的姿态与轨道控制和管理分系统（ＡＯＣＭＳ）,着重介绍了ＡＯＣＭＳ新颖的特性,这包括为满足半截大量推进剂的需要研制的推进剂贮箱,为提供高比冲和     

小卫星的低成本姿态确定与控制

本文阐述开发小卫星技术的必要性，该技术将使小卫星能力完成大卫星的飞行任务，韦伯州立大学（ＷＳＵ）的空间技术中心，（ＣＡＳＴ）在小卫星的研制上具有１８年的历史，闸经开发完成的卫星包括ＮＵＳＡＴ，ＷＥＢＥＲＳＡＴ和ＰＨＡＳＥ３ｄ，目前，ＣＡＳＴ正在生产两颗新的具有先进功能的小卫星；ＵＳＲＡ计划的ＣＡＴＳＡＴ卫星将确定γ射线爆发的原因，这是与新罕布什尔大学和英国的Ｌｅｉｃｉｓｔｅｒ大学的合作项目，ＪＡＷ     

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。     

用GPS观测量确定GEO转移转道的用户卫星姿态

用GPS观测量确定像地球同步转移转道（GTO）这类大椭圆轨道的用户卫星轨道和姿态在许多方面具有明显的优越性。例如对于航天器来说,敏感器可以减轻重量,缩小体积,降低功耗。从卫星测控方面来说,可以减少跟踪和测控任务的工作量,因而能降低运营成本。除了这些,也能提高发射和早期轨道阶段（LEOP）的遥控能力。     

带有干扰的挠性卫星非线性姿态输出反馈控制

针对挠性卫星在飞行过程中存在参数不确定性、干扰（常值扰动和正弦扰动）及挠性附件的振动控制问题,提出了一类基于输出反馈控制系统的鲁棒设计方法,该设计仅利用姿态四元数输出信息,而无需角速度、挠性变形位移及其速率测量信息;同时,在控制中又引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差,并且控制器参数的选者并不依赖于系统参数,基于Lyapunov理论证明了所设计的控制器保证了姿态的稳定和模态振动的衰减;最后,将该方法应用于挠性卫星的姿态机动控制,仿真结果表明该控制器不仅对参数不确定性具有很好的鲁棒性,而且能够有效消除常值干扰和正弦干扰的影响,在完成姿态机动控制的同时,能够抑制挠性附件的结构振动,具有良好的过渡过程品质．     

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。     

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.     

基于单个双框架变速控制力矩陀螺的卫星姿态反步控制

研究了利用单个双框架变速控制力矩陀螺(DGVSCMG)实现卫星三轴姿态控制问题;文章建立了基于单个DGVSCMG的卫星姿态动力学模型,在此基础上采用反步法设计控制律,分为姿态环的设计和角速度环的设计,并通过Lyapunov稳定性定理验证了控制算法的稳定性;最后对该控制律进行的数值仿真结果表明,21s后卫星姿态控制精度优于10-2°,姿态稳定度达到10-3°/s量级,验证了文章方法的有效性。     

基于1553B总线的卫星星时高精度自主恢复设计

随着现代航天器功能日趋复杂,在轨任务不断变化,星上各个系统对于时间的依赖性也随之不断提高,为此也对星上时间管理的可靠性、安全性提出了较高的要求。为了实现地球同步轨道卫星和深空探测卫星等无法携带GPS接收机的航天器在异常情况下的星时自主恢复,文章提出了一种基于1553B总线的星时高精度自主恢复方案,利用制定的软件协议,在不额外增加硬件开销的前提下,实现了星时自主恢复。经过实验验证方案可行,实现了高精度的星时自主恢复。此方法,能够有效减少对地面人工干预的依赖,并能够有效的保证在意外情况下星载数据管理计算机工作的连续性,大大提高了卫星时间管理系统在星载数据管理计算机出现复位或切机等异常情况下的可用性,在实际工程中具有一定的实用价值。     

陆地观测技术卫星（ALOS）的高精度姿态轨道控制系统

计划于2004年发射的陆地观测技术卫星(ALOS)是日本宇宙开发事业团(NAS-DA)研制的一颗以推进实际应用为主的下一代大型高分辨率的地球观测卫星(图1)。它的一项主要任务是绘制高清晰度全色立体地图(1／25000)，分辨率达2．5m。为对获     

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。