低成本小批量微纳卫星控制系统的研制实践

针对微纳卫星的研制特点,结合控制系统研制过程中的具体实践,从单机产品设计、系统方案设计、测试和环境试验,以及软件开发方面,给出了微纳卫星降低成本、提高可靠性与研制效率的措施和建议.通过采用控制系统内部的冗余备份设计,以及系统级可靠性措施,简化了系统配置,并提高了系统可靠性.通过进行系统级的热循环试验可降低研制成本,并达到可靠性试验筛选的目的.通过开展平台化和通用化设计,完善和改进软件开发流程,提高了研制效率.所述方法和措施在卫星研制中取得了较好的效果.

面向小行星柔性附着的目标导向姿态规划

为解决小行星柔性附着约束复杂、姿态机动控制难度大、机动路径规划求解困难的问题,提出一种目标导向小行星柔性附着姿态机动规划方法,通过构建节点平面耦合动力学模型,实现对柔性3节点探测器姿态描述和动力学约束的表征。设计局部优化扩展策略对快速扩展随机树(Rapidly-exploring Random Trees,RRT)算法进行改进,以目标姿态的空间距离为优化函数,结合柔性体姿态动力学模型构建二次规划问题,增强沿姿态路径机动的目的性。并通过数字仿真进行验证,结果表明提出的方法与传统启发式规划方法相比计算消耗时间少,且对姿态机动路径长度进行了优化,可实现小行星探测器柔性附着过程中姿态机动的需求。

时变指向约束下姿态参数空间离散化路径规划方法

为满足深空探测器在复杂动态环境约束下的姿态机动任务需求,解决时变指向约束下姿态路径规划求解困难、路径优化性能差的问题,提出了一种基于修正罗德里格斯参数(MRP)和动态路径搜索的姿态参数空间离散化路径规划方法。通过MRP空间的笛卡尔网格划分和非奇异空间构建,实现航天器姿态的参数空间离散化和指向约束表征。考虑指向约束的时变动态特性,在三维动态空间中搜索初始到目标姿态的机动路径,并引入路径节点的时间特性,在约束冲突时对路径进行实时修正,设计非奇异空间时变约束路径搜索算法,生成执行路径节点序列。进一步,对生成的路径节点进行插值拟合,基于逆动力学方法计算角速度和控制力矩,完成姿态机动轨迹规划。仿真结果验证了该方法的有效性,可为深空探测器在时变指向约束下规划出姿态机动执行路径。

挠性航天器姿态动力学数据驱动辨识与控制

挠性航天器的姿态机动与其挠性部件的振动存在强耦合,这导致系统表现出明显的非线性特征,其动力学行为的描述与控制是非常具有挑战的问题.为了处理挠性航天器建模与姿态控制中的非线性问题,针对挠性航天器的姿态控制问题提出了一种基于Koopman算子理论的数据驱动建模方法,并基于数据驱动辨识得到的模型设计了最优控制器,实现对挠性航天器的姿态控制和振动抑制.首先,提出了一种基于Koopman算子理论和非线性系统稀疏性辨识算法(SINDY)的SO(3)上挠性航天器姿态动力学数据驱动辨识方法,根据SO(3)上挠性航天器姿态的动力学特点,设计了一组包含姿态动力学状态的观测函数,用于提升空间上挠性航天器姿态动力学的广义线性模型稀疏性辨识.然后,在小角速度假设下进行全局线性化,通过去除广义线性模型中的高阶项来得到挠性航天器姿态动力学的有限维Koopman稀疏模型,并通过仿真验证了广义线性SINDY模型与Koopman线性化模型的预测能力.最后,以数据辨识得到的线性化模型为基础,提出了基于Koopman算子的最优线性二次型调节器(LQR)用于挠性航天器的姿态控制与振动抑制.通过仿真验证了所提出控制器的效果,并将所提出的控制器与经典非线性最优控制方法进行对比,证明了所提出算法的优势.

基于干扰观测器的飞行器主动抗干扰控制方法

针对高速飞行器模型参数不确定和外界干扰对飞行控制系统的影响,提出一种基于干扰观测器(disturbance observer,DOB)的主动抗干扰控制方法。所提方法将外部干扰和模型不确定性造成的实际对象与标称模型之间的差异等效到控制器输入端,从而实现对系统总干扰的补偿控制。通过六自由度仿真验证所提方法的有效性和正确性,仿真结果表明所提方法能够有效地实现高速飞行器姿态跟踪控制,且能够提高系统的控制品质。所提方法结构简单,可以在不影响现有控制回路的前提下提高系统对低频干扰的抑制能力,具有较强的工程可实现性,为高速飞行器姿态控制系统设计提供了一种设计方法。

航天器姿态机动规划技术研究进展

以航天器多约束姿态控制为背景,围绕姿态机动路径的复杂约束处理问题,对姿态机动规划技术的规划模型、方法研究现状与未来发展趋势进行了论述、分析与归纳。首先介绍了航天器姿态机动规划模型,随后梳理并总结了航天器姿态机动规划技术发展历程及现状,从方法逻辑、设计思想等方面对姿态机动规划方法进行分类和关键技术分析,进一步根据技术发展脉络和未来航天任务需求,提出了航天器姿态机动规划技术的若干发展趋势。

双级磁悬浮超静载荷平台建模与指向控制研究

随着遥感成像卫星对地观测分辨率的不断提升,光学载荷对于载荷平台的指向精度、稳定度和隔振性能提出了越来越高的要求。提出一种双级磁悬浮超静载荷平台技术方案,建立了其两级三体多自由度动力学模型,提出并设计了双级磁悬浮指向隔振控制方法,并进行了动力学与控制仿真验证。结果表明:相比传统的主被动隔振平台和单级磁悬浮超静平台,双级磁悬浮超静载荷平台的指向、隔振性能更优。

刚体航天器预设时间预设精度姿态跟踪控制

为研究刚体航天器在上界已知的外部扰动力矩作用下的姿态跟踪控制问题,提出了一种可以指定跟踪精度的预设时间姿态跟踪控制策略。首先,设计了一种预设时间扰动观测器,此观测器可以在指定的时间以内实现对有界外部扰动的高精度在线估计,利用其估计值可以对外部扰动力矩进行补偿。然后,在此扰动观测器的基础上,运用终端滑模控制方法,设计了一个(准)终端滑模面并构造了一个连续非奇异终端滑模姿态跟踪控制器。Lyapunov理论分析表明,本研究所提观测器、滑模面和控制器的收敛时间上界以及收敛完成以后姿态跟踪的误差上界均显式存在于观测器、滑模面和控制器的有关参数中,因而可以在控制器设计过程中很方便地对其进行调节,且不受初始条件的制约。最后,通过数值仿真验证了所提控制策略的性能。仿真结果表明,无论是收敛速度还是跟踪精度,预设值都是一个比较宽松的上界,实际性能有可能远远优于预设值,并且此算法对系统的建模不确定性也有比较好的鲁棒性。

基于反步法的空间目标复合指向控制方法研究

针对空间动目标高精度姿态跟踪控制问题,提出一种由卫星和二维转台组成的复合平台姿态高精度控制方法。首先建立复合平台耦合动力学模型,其次针对卫星本体设计反步法控制器实现粗跟踪。当姿态误差满足一定的切换要求时,粗跟踪误差作为二维转台的目标输入,二维转台采用基于负载观测器的模型预测方法辅助卫星本体进行姿态精跟踪控制,从而实现复合平台的高精度姿态控制。此外,设计了非线性干扰观测器,用来估计耦合运动对卫星本体产生的干扰力矩。数值仿真结果表明,所提出的复合平台姿态控制精度可以提高一个数量级,可以实现高精度姿态跟踪控制,为航天工程实践提供一定的理论基础。

反作用飞轮驱动电机的电磁设计

为解决反作用飞轮用永磁无刷直流电机的电磁设计问题,提出了一种采用有限元法与磁路法相结合方式进行电机电磁设计的目标设计法。根据飞轮电机有效电磁气隙宽、径长比大的结构特点,推导了电枢尺寸与机械特性、有效电磁气隙、径长比等参数间的关系表达式,得到新的电枢尺寸计算公式;利用磁场逆问题求解策略结合等效气隙磁通密度方法,给出磁钢尺寸的计算模型;最后描述了整个电磁设计过程。与一台最高转速为6000r/min、角动量为5Nms的反作用飞轮驱动电机的对比验证表明,该方法最大设计误差为2.89%,精度较高。该方法不受传统方法取值思想的限制,目标明确,速度快,适用于大的有效电磁气隙,大径长比结构的飞轮电机的电磁设计。

大孔径大视场轻小型星敏感器光学系统

提出了一个大相对孔径、大视场轻小型CCD星敏感器光学系统设计方案,该星敏感器焦距为22.5 mm,F数为1.2,谱段范围470-750 nm,视场角25°。采用双高斯基本型后加一片近乎等晕的正透镜,获得了较大的相对孔径,同时选择高折射率玻璃材料增大视场并降低轴上及轴外光束入射角,高折射率玻璃材料亦能降低高级像差且使系统总长缩短。像质分析表明,此设计方案能够满足使用要求,光学系统总长仅为46.51 mm,满足实际工程轻量化需求。

星敏感器技术研究现状及发展趋势

本文综述了星敏感器技术的研究现状和未来发展趋势。首先,总结了国内外星载星敏感器的发展历程。接着,根据星敏感器工作原理,分析讨论了星点质心定位算法、星图识别算法和姿态解算算法等星敏感器关键技术的发展现状。通过讨论星点质心定位精度对星敏感器测量精度影响,分析了星点质心定位算法以及对应误差补偿的研究现状;基于星座特征、字符模式和智能行为,介绍了星图识别算法并进行了对比分析;根据确定姿态解算算法和动态姿态解算算法分析了姿态解算算法的研究现状。最后,对星敏感器的未来发展进行了展望,讨论了航空机载星敏感器、微小型星敏感器和甚高精度星敏感器的发展趋势以及未来重点研究内容。

天文导航中的星敏感器技术

由于星敏感器仅仅工作在全天球的识别模式下远不能满足当前飞行器任务的需要,提出了当星敏感器有足够的先验信息情况下,可在星跟踪模式或者预测星像模式下工作,来提高星敏感器的数据更新率,降低由全天球识别带来误匹配的可能性。本文提出了一种新的星跟踪算法来克服飞行器在大角速度飞行情况下传统星跟踪算法处理时间过长等不足;为了消除由于系统噪声带来的误差,还提出了星图滤波和星像滤波的方法。实验结果表明,当飞行器在2.25°/s的角速度下飞行时,星敏感器能在10pixel×10pixel的范围内从星图中正确提取星像,星图经去噪后,星敏感器输出精度提高了近5″,从而使星敏器可在飞行器高动态飞行情况下实现高精度、高更新率的姿态输出。文中描述的所有方法已在2007年和2008年进行了地面观星测试,并于2009年即将应用于某些卫星的姿控系统中。

小卫星用反作用飞轮系统设计

考虑小卫星用反作用飞轮系统小型化的要求,提出了飞轮电机体积最小时的电枢尺寸确定方法,并设计了一种定子无铁芯式反作用飞轮系统。为防止磁路饱和,将多学科优化设计方法应用于飞轮转子结构和电机磁场联合设计中,并采用外罚函数法及序列二次规划算法(SQP)组合优化策略对飞轮系统进行多目标优化设计。选取飞轮转子质量最小和电机气隙磁通密度最大为优化目标,以最大等效应力、一阶共振频率、极转动惯量、磁饱和等作为约束条件,将iSIGHT软件作为优化平台,集成有限元软件ANSYS实现了优化过程,最后依据优化结果制造出飞轮样机。优化结果表明,优化后飞轮转子质量由0.73kg减小到0.67kg,减小了8.22%,气隙磁通密度由0.376T增大到0.401T,增大了6.65%。设计的优化方法提高了飞轮设计的合理性,推动了飞轮系统的小型化研究。

基于硅基液晶拼接的高对比度动态星模拟器光学系统

针对基于硅基液晶(LCOS)拼接技术的动态星模拟器对比度低,无法在星图识别过程中为星敏感器提供全部有效目标的问题,提出通过抑制光学系统杂散光来提高LCOS拼接动态星模拟器对比度的方法,讨论了偏振度对于杂散光的影响,并推导出入射角与偏振度的函数关系。设计了抑制杂散光的光学系统,该系统包括利用复合抛物面聚光器(CPC)结合望远系统组成照明光源,配合多棱镜的1/4波片和视场角不小于11°的准直光学系统。在截止频率为60lp/mm,视场角小于±5°的情况下,该准直系统的调制传递函数(MTF)大于0.7。实验显示:该高对比度LCOS拼接动态星模拟器的星间角距误差小于18″,相对于传统型的星模拟器杂散光降低了2.38倍,其在保证精度的条件下,降低了动态星模拟器的背景噪声,提高了动态星图的可识别率,基本可以满足星敏感器在多星等条件下的对精度和动态特性的需求。

PSD光学敏感器系统测量目标位置和距离

在ＰＳＤ光学敏感器系统用于空间飞行器交会对接中，进行了测量目标相对位置、距离和角度的理论与实验研究，测距精度为０．０２ｍ，方位角与俯仰角的测量精度分别为０．１７６°和０．

船载高精度星敏感器安装角的标定

星敏感器测量船体姿态精度与星敏感器与甲板之间的安装角标定精度密切相关。本文介绍了船载星敏感器的相关坐标系及安装角的定义,建立了船载星敏感器蒙气差修正模型,提出了一种船载高精度星敏感器安装角标定方法。船进坞坐墩时,船载经纬仪通过拍摄方位标确定航向,星敏感器通过星图识别获得视场内星点的赤经、赤纬,构成地心惯性系参考矢量,经岁差、章动、极移、船位等修正,得到各恒星在惯导地平系下的参考矢量。然后,根据蒙气差模型对星点逐个修正俯仰角,重构惯导地平系下的参考矢量。最后,依据姿态确定算法原理,解算星敏感器安装矩阵,求解安装角。实验表明,使用该方法可使方位角、俯仰角的标定精度达10"以内。该方法有效发挥了星敏感器指向精度高的优点,改善了程序自动化程度,提高了船体姿态测量精度。

空间绳系机器人姿态容错控制方法研究

在精确姿态控制阶段,由于反作用轮的故障,空间绳系机器人会出现姿态控制失稳的问题,为此,提出了一种空间绳系机器人姿态容错控制的新方法。该容错控制方法利用时间延迟控制算法,将前一个周期的控制量引入到当前控制律中,估计并补偿由于反作用轮故障引起的当前控制量变化。在推导该容错控制方法的基础上证明了它的稳定性,从反作用轮无故障和有故障两个方面,对利用时间延迟控制算法与利用PD控制算法的控制律进行了仿真比较。仿真结果表明,利用时间延迟控制方法跟踪目标姿态精度高、鲁棒性强;将时间延迟控制方法用于调整反作用轮故障状态下空间绳系机器人姿态具有较强的稳定性。

CMOS星敏感器焦平面装配及标定

针对高精度CMOS星敏感器的使用要求,本文对焦平面装配的误差进行了理论分析,搭建了CMOS星敏感器装配及标定测试系统,利用长焦距平行光管像面移动测量方法进行了星敏感器轴上和轴外的星点成像,获取了焦平面离焦量及倾斜数据。在这些数据指导下,成功完成了对某焦距50mm,相对孔径1/1.25,全视场20°的CMOS星敏感器的焦平面装配,轴上点离焦小于0.01mm,倾斜小于2′。对装配后的星敏感器在高精度气浮转台上进行了主距测试和畸变标定,标定计算得到主距为49.77mm,精度0.0072mm。利用三阶多项式拟合的方法对系统畸变进行了修正,修正后的残余畸变对单个星点测量的精度影响可减小到6.6″左右,满足高精度星敏感器的使用要求。

姿控飞轮变结构变速积分控制的实现

为了兼顾飞轮控制系统的响应速度和稳态精度,在分析常值切换变结构控制和变速积分控制特性的基础上,将具有开关特性,响应快,但存在抖振缺点的常值切换变结构控制与能改变积分项的累加速度,使其与偏差大小相对应,稳态精度高的变速积分控制相结合,利用变速积分控制稳态精度高的优点弥补常值切换控制的开关特性带来的缺点,提出了变结构变速积分控制。根据飞轮的本体模型和运动方程建立了控制模型,分析了控制模型的性能,进行了转速跟踪实验。实验结果显示:变结构变速积分控制使系统的动态性能和稳态性能都得到很大提高。控制指令为偏移量1000r/min,幅值100r/min,周期0.01Hz正弦信号时,跟踪误差为2r/min。结果表明,提出的方法抑制了超出切换带范围的超调量,提高了进入切换带内的稳态精度,防止了抖振,基本达到了加快响应速度和提高稳态精度的要求。