高精度跟踪指向技术研究现状及其展望

高精度跟踪指向技术将会长期伴随现代工业的发展过程,也是许多现代工业领域内的关键技术,其必将受到广大学者的重视和研究。为了追踪该技术的最新发展状态和趋势,文中查阅了大量的技术文献和资料,在深刻理解该技术内涵的基础上,根据指向机构的不同工作机制,对现有的高精度指向技术进行了分类,认为现有的高精度指向技术可分为机械式和非机械式两类,详细叙述了这两类跟踪指向技术的研究现状,也对该技术将来的发展方向和趋势进行了分析。文中的内容可作为该领域内研究人员的参考,也期望为该技术的发展起到积极的推动作用。

基于ESO的用户星天线跟踪指向控制技术

基于独特的非线性扩张状态观测器(ESO),提出了一种用户卫星天线跟踪指向控制系统。该系统由程序跟踪内环和自动跟踪外环组成。内环控制器由三阶ESO、线性比例微分控制律和静态解耦律组成。外环控制器为一简单的积分控制器。ESO能够在不依赖天线模型的情况下估计出系统状态和总扰动(称为扩张状态)。利用该扩张状态实现动态反馈补偿,则天线系统被简化为解耦的积分系统。基于ESO设计天线控制系统,无需精确的用户卫星天线模型。仿真结果表明,提出的天线控制系统具有较高的跟踪指向性能和对干扰和不确定性具有较强的鲁棒性。

用户卫星天线跟踪指向自抗扰控制方法

为同时解决用户卫星天线控制系统的鲁棒性、解耦控制和高跟踪速率下的高精度跟踪控制等问题,采用非线性自抗扰控制方法,提出了一种新型的用户卫星天线跟踪指向控制系统.设计该控制系统,无需精确的天线数学模型.采用扩张状态观测器对天线模型实现动态补偿,则在方位和俯仰通道上被简化为两个近似解耦的积分系统.仿真结果表明,提出的天线控制系统具有较高的跟踪指向性能且对干扰及不确定性具有较强的鲁棒性.该控制方法有效地解决了天线跟踪指向控制问题.

卫星天线跟踪指向控制系统的全系数自适应控制

根据全系数自适应控制的原理，进行了卫星天线跟踪指向控制系统的设计和数学仿真研究。尝试将单变量全系数自适应控制推广到多变量全系数自适应控制，在多变量系统中取得了满意的去耦控制效果。最后，进一步探讨了所设计的控制器在工程应用中可能产生的问题，并给出了满足工程要求的卫星天线跟踪指向控制系统数学仿真结果。

某星载天线热变形对跟踪指向精度的影响仿真分析

星载天线在轨工作时,空间剧烈的冷热交变和较大的温度梯度会引起天线产生一定的热变形,导致波束指向发生偏转,降低系统跟踪指向精度,甚至使系统无法捕获目标。通过对天线热变形以及由此引起的波束指向变化进行仿真与分析,得出结论:天线波束指向由热变形引起的最大偏差为0.0247°,满足系统对于天线波束指向偏差小于0.05°的要求,为系统跟踪指向精度的计算提供了依据。

变质量飞行器变轨中摇摆发动机指向跟踪问题研究

针对携带大推力摇摆式轨控发动机的变质量飞行器,研究了其推力方向跟踪质心位置变化同时指向惯性空间推进方向的问题。研究中将飞行器分为可摇摆的发动机和变质量的平台两部分,利用雷诺迁移定理和变质量力学原理建立了整个变质量系统的数学模型;在控制系统设计中,通过一组线性转换,将系统转换为摄动双积分系统,以时间最优为性能指标,利用相平面法构造开关控制律。仿真结果表明,变质量飞行器利用该控制律能够实现摇摆发动机在惯性空间中跟踪质心位置变化的同时与推进方向保持一致。

航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法

航天器姿态指向跟踪(APT)技术是近年来引起深入研究的关键技术之一,设计一种自适应滑模控制律,通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响,同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性,用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题,实现受控航天器的某个指向(相机或天线)保持对运动目标的跟踪.控制方案采用修正罗德里格斯参数(MRP)描述航天器姿态,用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构.仿真结果显示了控制律的有效性.

基于增益分配的航天器高精度指向跟踪控制

研究刚体卫星的高精度大角度指向跟踪控制问题。为保证姿态描述的全局性,由修正Rodrigues参数描述相对姿态。设计PD型姿态指向跟踪控制器,可同时实现角度跟踪和角速度跟踪。为提高控制精度,同时避免控制输出进入饱和域,本文在控制器的基础上设计了增益分配律。通过数值仿真,在存在初始指向偏差和输出饱和约束条件下,控制器可实现大椭圆轨道卫星对静止轨道卫星的高精度姿态指向跟踪。当转动惯量存在常值误差时,控制器仍然适用。

地平式太阳望远镜库德焦面指向跟踪误差建模研究

为提高地平式太阳望远镜库德焦面的指向跟踪精度,首先仿真了库德光路中主光轴、方位轴、高度轴和消旋轴不同心时在焦面上引入的跟踪误差,分析了库德焦面指向跟踪误差的复杂性,这一问题无法用夜天文望远镜卡焦指向模型解决。然后提出了一种基于机器学习的支持向量回归方法构建太阳望远镜库德焦面的指向跟踪模型,并在1 m新真空太阳望远镜(New Vacuum Solar Telescope, NVST)进行了实测建模和实验验证。实验结果表明,在模型改正之前,1 m新真空太阳望远镜在库德焦面的指向误差最大值为650.55″、均方根(Root Mean Square, RMS)为115.88″,30 min跟踪误差为6.46″;模型改正之后,指向误差最大值为25.02″、均方根为3.98″,30 min跟踪误差为1.10″。由此可见,基于机器学习的支持向量回归建模方法能有效提高地平式太阳望远镜库德焦面的指向跟踪精度。

移动卫星通信天线指向跟踪方法

在移动卫星通信系统中,由于载体处于运动状态,其姿态始终在变化。因此,需要卫星通信天线能够快速并始终对准卫星,保障链路畅通。本文分析了移动卫星通信系统中单脉冲跟踪方式、圆锥扫描方式、步进跟踪方式以及惯导指向跟踪方式等几种常用的跟踪方式的优缺点及使用场合,提出了基于惯导的卫星通信天线指向跟踪方法,导出了天线指向角解算方法,根据具体实例,测试了基于惯导的天线指向精度,验证了天线指向角解算方法的正确性。

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响

用户星姿态对中继终端天线跟踪的影响主要在两个方面:姿态角误差对指向误差的影响和姿态角、姿态角速度对指向角速度的影响。文章首先引入了欧拉轴/角的姿态表示方法,然后根据欧拉轴与指向向量间的位置关系求得了姿态角误差所引起的天线理论最大指向误差,在此基础上,不考虑最大值取值条件的情况下,进一步求得姿态角速度所引起的天线理论最大指向角速度;接着,以常用中继终端天线的安装位置为例,求出了天线指向角速度与用户星姿态角、姿态角速度的数学表达式,这样便于分析各种情况下用户星姿态对天线指向角速度的影响;最后,借助于STK仿真软件进行了仿真验证,仿真结果验证了上述结论的正确性。结论表明:天线理论最大指向误差除了与姿态角误差有关外,还受滚动姿态角的影响;天线指向角速度同时由姿态角、姿态角速度和天线指向角度确定。

航天电子对抗星间天线捕获跟踪技术研究

随着卫星通信技术的发展,星间链路作为传输航天器控制指令信息和遥感数据的通道,应用越来越普遍。星间天线对信号的扫描捕获跟踪是星间链路接收的首要条件。针对航天电子对抗星间天线捕获跟踪的需求,对天线扫描捕获方法进行了研究,给出了仿真分析结果和参数选用建议。

“鹦鹉螺”激光武器系统解析

“鹦鹉螺”项目始于1995年,由美国和以色列联合开发,主要研究强激光对短程火箭弹和炮弹的拦截能力。本文通过解读大量相关文献,对该战术高能激光武器演示验证样机进行了技术分析,主要包括作战使命、工作流程、系统组成及功能、主要技术指标以及未来发展趋势等。

机载卫星通信天线跟踪技术研究和应用

近十年来,随着国内航空事业的发展,机载卫星通信天线得到了快速发展。机载卫星通信天线稳定跟踪系统是一个复杂的多学科的技术密集综合体,它包含了惯性导航、数据采集及信号处理、精密机械设计、精密机构运动学和动力学建模仿真、伺服控制、卫星通信和系统工程等多项技术。机载卫星通信天线的跟踪技术是天线系统的关键,其核心问题是机载卫星通信天线对卫星的稳定跟踪。本文针对目前比较传统的跟踪技术进行原理介绍,并对一种高效的新形式跟踪技术进行详细分析。

低轨卫星测控系统三轴12 m反射面天线系统的结构设计

针对高码率低轨卫星测控的需求,给出了一种新型三轴12 m X/Ka频段天线的设计思路,通过优化反射面结构型式、材料选择、力学分析、减轻重量,提高天线反射体的精度;进行天线座架驱动链路设计和刚度设计,提高天线系统的谐振频率;通过优化伺服控制与伺服选型设计,提高伺服跟踪控制性能。基于Nastran/Patran有限元软件,对多种工况下的天线承载结构进行了刚度分析、强度分析、面型精度分析与结构固有频率等分析,结果表明典型仰角下的天线主面精度、承载能力及谐振频率均满足要求。依据有限元分析结果,采用高精度碳纤维天线反射体、高刚度A-E-T三轴天线座架、大动态伺服控制的设计方案,合理设计了12 m反射面天线的整体结构形式以及连接形式,并进行了天线实物的加工。所设计加工的12 m反射面天线满足高精度、高刚度、过顶跟踪的性能指标要求,对中大口径天线的设计具有一定的参考意义。