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.     

单轴飞轮储能与姿态控制系统误差分析

介绍了单轴飞轮储能及姿态控制一体化系统的总体构成和工作原理,研究并推导了系统的数学模型,分析了系统误差产生的原因,建立了转台角度位置误差与转子安装不同轴误差、转子偏心误差、飞轮速度测量与控制误差之间的误差关系式,并进行了误差合成。结合实际实验系统算出了各项误差,并对比和分析了各项误差。结果表明:影响系统位置精度的主要因素有飞轮安装不同轴误差、转动惯量误差和飞轮速度测量与控制误差等,其中飞轮转动惯量误差和飞轮安装不同轴误差是不可控量;而飞轮的转速测量与控制误差是可控量。最后提出了提高飞轮储能与姿态控制系统精度的主要方法,可以通过提高位置测量传感器和速度测量传感器的分辨率,采用先进的控制算法来降低飞轮的转速测量与控制误差。     

微纳卫星姿控软件实时测试系统

为了在硬件有限的条件下测试微纳卫星姿态控制软件的实时控制性能,建立了微纳卫星姿态控制软件实时测试系统,并使用该系统对微纳卫星姿态控制软件进行了测试实验.根据卫星姿态动力学与运动学、轨道环境信息与姿态控制算法数学模型,在PC机上设计开发了微纳卫星模拟飞行平台.使用控制器局域网络(CAN)和串口建立了连接星载计算机与PC机微纳卫星模拟飞行平台的高效通讯链路,并对姿态控制软件主程序进行必要的修改.最后,基于该实时测试系统完成了星载计算机上姿态控制软件的实时控制性能测试实验.实验结果表明:姿态控制软件在星箭分离后18446 s完成初始控制阶段并进入偏置对地三轴稳定模式,实现了微纳卫星的稳态控制目标.偏置对地三轴稳定模式中卫星最低单轴姿态精度与角速度稳定度分别优于±1.86°和±0.048(°)/s,满足该模式控制精度与收敛时间的要求.     

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。     

星载TDI CCD动态成像全物理仿真系统设计

基于高精度卫星姿态控制仿真三轴气浮台,研制了高精度卫星姿态控制仿真子系统,用于为地面TDI CCD动态成像仿真系统提供真实的仿真环境。根据TDI CCD实际成像原理,采用软件模拟替代实际线阵相机的TDI电荷转移迭加过程,研制了基于面阵CCD的星载TDI CCD动态成像仿真系统。利用该系统,实现了最高指向控制精度为0.1°,姿态稳定度为0.01(°)/s的卫星姿态控制仿真实验,模拟了积分时间为0.1 s的TDI CCD相机4~16级动态成像过程。研究了卫星姿态对TDI CCD相机拍照的影响,分析了实际航天高性能TDI CCD相机成像建模理论。像移速度匹配误差为0,姿态稳定度大于0.01(°)/s的实验显示了物理仿真与数学仿真结果与理论分析基本一致,不仅验证了该平台物理仿真方案的正确性,也初步验证了航天CCD成像建模理论的正确性。     

基于VSCMG的卫星姿态控制仿真系统

介绍了一种新型卫星姿态控制全物理仿真系统,此仿真系统以长春光机所最新研制的高精度三轴气浮转台为平台.采用变速控制力矩陀螺(VSCMG)为主要控制执行机构,并结合喷气推力机构作为系统的辅助执行机构给控制力矩陀螺进行卸载.此系统应用高精度光纤陀螺、高精度倾角传感器和磁强计等姿态确定器件构成一套完整的姿态控制全物理仿真系统.介绍r整个仿真系统的软硬件构成,并结合传感器和执行机构参数进行建模和误差分析.本仿真系统可以为一般卫星姿态控制,尤其是以VSCMG为主要执行机构的敏捷型小卫星的姿态控制策略和算法提供良好的仿真验证平台.     

基于VSCMG的卫星姿态控制仿真系统的研究

本文介绍了一种新型卫星姿态控制全物理仿真平台,此仿真系统以长春光机所最新研制的高精度三轴气浮转台为平台,创新性的采用变速控制力矩陀螺(以下简称VSCMG)为其主要控制执行机构,还结合喷气推力机构作为系统的辅助执行机构用来给控制力矩陀螺进行卸载;此系统还具有高精度光纤陀螺、高精度倾角传感器和磁强计等姿态确定器件,构成一套完整的姿态控制全物理仿真系统。本文还详细介绍了整个仿真系统的软硬件构成,并结合传感器和执行机构参数详细分析了系统的主要性能并给出了相应的数学模型。本套仿真系统可以为一般卫星姿态控制尤其是以VSCMG为主要执行机构的敏捷型小卫星的姿态控制策略和算法提供良好的仿真验证平台,对想开展相似工作的科研院校也有一定的借鉴意义。     

快速机动小卫星执行机构研究

近年来,随着空间技术的发展,航天任务对小卫星的机动能力提出了越来越高的要求,目前研制具备高机动能力的小卫星已成为各国的研究重点。采用控制力矩陀螺作为小卫星的姿态控制执行部件,凭借其输出力矩大、精度高等特点,可以使小卫星的机动能力得到大幅度提升。成功研制出利用控制力矩陀螺控制的小卫星将对我国进行外层空间探索有着重要的国防和军事上的意义。本文阐述了控制力矩陀螺的工作原理,设计了控制力矩陀螺原理样机,并利用单轴气浮转台进行了控制力矩陀螺半物理仿真实验,实验结果表明控制力矩陀螺作为小卫星执行机构,可在短时间内完成大角度机动,为控制力矩陀螺在我国小卫星上的实际工程应用提供依据。     

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。     

Integrated power and single axis attitude control system with two flywheels

The existing research of the integrated power and attitude control system(IPACS) in satellites mainly focuses on the IPACS concept,which aims at solving the coupled problem between the attitude control and power tracking.In the IPACS,the configuration design of IPACS is usually not considered,and the coupled problem between two flywheels during the attitude control and energy storage has not been resolved.In this paper,an integrated power and single axis attitude control system using two counter rotating magnetically suspended flywheels mounted to an air table is designed.The control method of power and attitude control using flywheel is investigated and the coupling problem between energy storage and attitude control is resolved.A computer simulation of an integrated power and single axis attitude control system with two flywheels is performed,which consists of two counter rotating magnetically suspended flywheels mounted to an air rotary table.Both DC bus and a single axis attitude are the regulation goals.An attitude & DC bus coordinator is put forward to separate DC bus regulation and attitude control problems.The simulation results of DC bus regulation and attitude control are presented respectively with a DC bus regulator and a simple PD attitude controller.The simulation results demonstrate that it is possible to integrate power and attitude control simultaneously for satellite using flywheels.The proposed research provides theory basis for design of the IPACS.     

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。     

基于有限功率的太阳能飞轮储能系统研究

针对传统光伏电池供电功率小且不稳定无法常规驱动异步电动机拖动飞轮高速运转的问题,对光伏电池的供电规律、飞轮储能系统的原理和特点、电机的运行特性等方面进行了研究,提出了一种基于功率追踪模型的控制系统,利用系统中的功率追踪模型计算出了需要的控制参数,结合矢量控制方法对电动机进行了功率控制,该模型可以根据检测到的电池输入功率的变化不断地修正控制参数,从而形成动态控制达到了功率追踪的目的,在Matlab/Simulink环境下建立了仿真模型并且进行了仿真分析。研究结果表明,该系统能够时时地检测光伏电池的输入功率,电机的电磁功率能够有效地追踪输入功率,并且电机能够拖动飞轮以较高速度运转,响应速度快且控制性能良好,达到了功率控制的目的,具有可行性与实际性。     

姿控飞轮控制系统设计及转速过零分析

为了缩短姿控飞轮控制系统的设计周期和快速验证设计方案的可行性及有效性,在分析姿控飞轮电机本体数学模型的基础上,结合该姿控飞轮控制系统所采用的加速控制、制动控制、换相控制,建立了姿控飞轮控制系统模型。并针对姿控飞轮的共性问题：飞轮过零的力矩抖动,以速度模式下的指令响应为例分析了调压调速控制方式与调压调速结合反接制动方式下的飞轮速度、电流、端电压以及力矩响应。通过分析,结果表明：0.025Hz的速度指令下,调压调速结合反接制动方式具有更好的过零响应。     

小卫星姿态控制飞轮系统热设计

为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求,对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证。根据飞轮运行工况,分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算,确定了系统主要热源点的分布情况。然后,依据系统拓扑结构,建立了整机的等效热网络模型;采用有限元法,分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析。最后,研制了实验样机,并对样机进行了热真空试验。在经过8h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明:当环境温度为45.0℃时,监测点最后平衡温度约为57.8℃,相对于有限元分析结果的53.2℃,误差为8.6%,表明热分析结果与试验结果吻合度较好,可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考。