Combined centralized and decentralized control for high-precision spacecraft

The improved structural filter combined with Positive Position Feedback(PPF) controller is investigated for high-precision attitude control of flexible spacecraft which consists of rigid central body and flexible appendages.PPF controller is adopted for high frequency vibration suppression,while the improved structural filter is used for suppression of low frequency vibration.After introducing PPF controller,the vibration frequencies are changed.In view of the frequency uncertainties,an improved structural filter is designed,and the stability study for the centralized control system is conducted.The simulation results show that the performance of spacecraft control system is improved,and the control inputs remain unchanged.

一种航天器高精度模拟式固态功率控制器设计

为了满足新一代航天器模块化、智能化和小型化的配电要求,设计一种高精度模拟式固态功率控制器(SSPC),用较少的硬件电路实现了反时限过流保护电路的高精度拟合,同时兼具小型化和高性价比的特点。仿真与实物验证结果表明:采用文章设计的SSPC,反时限过流保护精度在5%以内,具有较高的工程应用价值。

航天器高精度控温系统设计的稳定性条件

航天器热控设计中普遍采用时间离散型控温系统,其自身稳定性将影响控温效果,尤其是高精度控温系统的稳定性更直接影响控温精度指标的达成。文章以某典型航天器高精度主动控温系统为研究对象,首先建立融合其热物理模型和控制算法的统一控温系统模型,并结合航天器热控领域的工程实际,通过合理简化实现了模型的线性化;然后基于上述线性化模型,对离散控温系统的稳定性进行研究,应用数学分析及经典控制理论方法对航天器热控设计中实际采用的基于比例和PI算法的控温系统进行理论求解,获得了保持系统稳定的充要条件;最后采用仿真分析的方法验证了上述约束条件的正确性。

外热流扰动下航天器精密控温系统的设计及参数优化

对于航天器精密控温系统,外热流的周期性波动是影响被控对象温度稳定性的主要扰动来源。文章以一个典型的航天器精密控温系统为研究对象,建立了融合空间外热流扰动、系统热设计状态和控温算法的系统统一数学模型。经简化实现模型的线性化后,采用频率响应法对系统进行分析,获得了系统稳态输出的理论解。文章从航天器热控设计实际出发,分析了各热物理参数和控制参数对系统输出温度稳定性的影响,提出了以降低外热流扰动引起的温度波动为目标的热设计和控温参数优化原则和方向。文章还以海洋盐度探测卫星综合孔径辐射计天线接收机的高稳定度控温设计为实例,展示了按照上述优化原则和思路调整热控措施和控温参数,经仿真计算对比不同参数的输出效果,最终获得理想控温效果的过程。该实例验证了文章理论解和优化设计指导思路的正确有效性。

太阳帆板扰动下的DFP航天器姿态控制方案

为更好的满足无扰载荷(Disturbance-free payload,DFP)航天器在未来太空探索的应用,本文针对支持模块(support module,SM)太阳帆板的扰动会造成SM的姿态失控的问题,考虑了SM太阳帆板扰动的影响,建立了SM的刚柔耦合动力学方程和有效载荷模块(payload module,PM)的刚体姿态动力学方程。在此基础上分别建立PM姿态PD控制律,SM姿态PD鲁棒控制律、PM和SM相对位置PD控制律,考虑执行器和传感器以及太空环境的影响对PM和SM模块进行仿真分析,结果表明了太阳能帆板的振动对SM姿态控制产生较大影响,采用PD鲁棒控制律很好的提升了SM姿态控制的稳定性其指向精度高出三个数量级。

重力差异导致的航天器设备安装精度变化量评估

为评估在轨和地面环境间由于重力差异导致的航天器设备安装精度的变化量,对27颗已发射运行的小卫星在地面环境空载和满载状态下设备安装精度的变化量进行了统计分析,得到对数正态分布模型的线性回归关系和参数估计值。结果表明:用该模型预测的航天器设备安装精度在空载和满载状态下的变化量均值与实测值的相对误差不超过10.6%,说明对数正态分布模型可较好地表征航天器设备安装精度在空载和满载状态下的变化量分布。以上研究可为在轨设备安装控制提供参考。

基于MFCC与PNN的高精密航天器多余物材质特征识别方法

针对不同材质的高精密航天器多余物信号检测存在特征重叠、可重复性较差的问题,提出基于梅尔频率倒谱系数(MFCC)与概率神经网络(PNN)的多余物材质特征识别方法。借鉴语音识别技术,设计了一种基于能量加权MFCC的多余物材质脉冲特征提取方法;构建了基于MFCC和优化PNN的单个多余物材质脉冲分类模型;利用每个多余物材质脉冲的分类信息构建多余物材质可信度,实现对铝屑、焊锡、塑料和橡胶4种典型材质的识别。经实验验证,该分类模型对单个多余物材质的识别准确率均在90%以上,对2个多余物材质的识别准确率均在80%以上。

计算机辅助航天器舱段连接精度计算与分析

为解决由舱段连接精度超差和计算基准改变带来的舱段连接精度重复计算问题,在航天器舱段连接结构和端面偏差分析的基础上,利用极值法、均方根法和正态分布法,介绍了舱段连接扭转、错移和弯折三个方向上的结合面综合偏差、任意端面间相对偏差及偏移量的计算。在舱段连接语义分析的基础上,基于Web本体语言构建了舱段、端面及端面偏差本体,基于本体实例进行了偏差数据的存储和推理计算,以实现舱段连接精度的快速校核及结果数据的输出,为舱段连接精度的反复设计和优化提供了辅助工具。对航天器舱段精度分析系统进行了介绍,并基于实例验证了系统的实用性。

航天器翼伞精确回收技术发展及展望

翼伞精确回收技术能够实现安全、精确的定点着陆,具有很高的应用价值和广阔的发展前景,在民用、军用领域已得到了广泛的应用。受限于航天应用的复杂性和特殊性,翼伞精确回收技术在航天领域的应用门槛更高,研究难度更大,因而应用较少。随着航天活动的不断开展和应用的不断扩展,航天器精确定点回收的需求日益迫切,开展航天器翼伞精确回收技术研究是回收着陆专业未来发展的方向和趋势。文章通过调研国际上该领域发展情况及差距分析,初步规划了技术路线,拟通过设计、仿真、试验互相迭代实现关键技术的理论突破,在工程应用中不断提高系统的成熟度和可靠性,使其最终用于载人航天器的精确回收。

反作用轮铰间隙对航天器动态特性影响分析

反作用轮是高精度航天器姿态控制系统的主要扰动源之一,其转动副间不可避免的含有间隙,研究铰间隙对航天器动态特性影响,对建立更精确的反作用轮扰动模型至关重要。基于虚拟样机技术,采用非线性弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型,同时采用修正的Coulomb摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用,进而建立考虑反作用轮铰间隙的卫星系统虚拟样机模型,对其进行动力学仿真分析,详细分析间隙对系统各动态变量的影响,为卫星系统的结构设计及控制策略的制定提供参考。

基于三维模型的航天器装配精度预测方法

针对航天器的装配精度准确预测问题,提出一种基于三维模型的航天器装配精度预测方法。分析了航天器结构的装配连接特点,建立了包括装配体模型、零件模型、结构模型和公差模型四个层次的航天器装配精度信息模型;构建了三维模型坐标系,分析了航天器装配关键节点的公差作用影响以及不同几何坐标系下的装配公差作用转化机理;利用最小偏差传递路径原理搜索得到了航天器的装配公差传递路径,并采用极值法实现了装配精度预测。以航天器的舱段对接和设备安装为例,对所提方法和算法进行了验证。

航天器编队飞行动力学模型和精度分析

航天器编队飞行动力学是基于相对轨道动力学方程的研究。文章首先采用动力学和运动学两种方法,推导出相对轨道动力学精确模型。根据是否存在假设和不同假设条件,给出编队飞行四种动力学模型,然后比较这些模型的优缺点,最后以数学仿真结果,对各种动力学模型精度进行分析比较。

方波磁光调制测量在航天器对接中的应用

为了精确测量航天器对接过程中最终逼近段航天器间的滚转角,设计了基于方波磁光调制的滚转角测量系统。利用法拉第磁致旋光效应并结合马吕斯定律,建立了方波磁光调制后输出信号的模型;通过分析输出信号的特点,推导了输出信号与滚转角之间的关系方程;利用滚转角变化过程中输出信号的增减性组合去除了方程的增根,最终得到了基于方波磁光调制的滚转角测量模型。仿真结果表明:文中提出的方法理论测量精度高,可测量-90～90°间的滚转角,优于传统方法。此外,利用方波信号调制具有数据采集简单、信号处理难度低等优势,是实现高精度大范围测量航天器间滚转角的一种新方案。

航天器精密控温技术研究现状

航天器精密控温技术是目前航天器热控制的重要组成部分,航天器、尤其是光学遥感卫星对精密热控的需求极为迫切。文章通过简明扼要的机理分析,获取了影响航天器控温性能的主要因素:热控设计、控温周期、可分辨的加热时间、加热控制方式、测温精度、控温算法。在此基础上,着重调研和综述了国际上航天器控温算法选用及控温系统设计方法的研究现状,并进行了对比分析,从控温系统设计方法、控温算法、控温策略及控温系统性能验证方面指出了中国在该领域存在的不足,对中国航天器精密控温技术的发展提出如下建议:积极开展PI控制在航天器精密控温上的应用、基于被控对象热特性的控温系统设计方法及体现高精度控温策略的精确热分析技术等研究。

航天器轨道计算精度数值分析

文章介绍了航天器轨道计算的基本流程,从数值上分析了时间和坐标转换、各种轨道摄动力及它们在不同的计算条件下,对轨道数值计算精度的影响,为各种应用提供简明信息。部分摄动如光压摄动、日月引力摄动对轨道计算精度的影响随着高度的增加而增大,而另一些如大气阻力及地球引力场模型的影响随着高度的增大而减小;对于低轨道航天器,由于飞行速度较快,总体加速度较大,因此误差的累积速度也较快,各种摄动的影响均较为明显。

航天器精度测量系统可靠性探讨

文章简要介绍了现代测量技术的发展,对航天器精度测量中的可靠性问题进行了初步探讨,给出了精度测量系统的可靠性框图及数学模型,并对精度测量工作过程进行了故障模式、影响及危害性分析,最后对测量系统的不确定度进行了分析。

航天器精度测量数据库系统建设方法

文章分析了航天器精度测量数据库的需求;详细阐述了精度测量工作流程分析,给出精测数据库系统设计方案以及建设创新点。精测数据库的建立将把以往零散存储的精测数据集中管理起来,方便精测人员查询和比对,也便于总装工艺人员、总体人员、分系统人员查询和分析。

基于1553B总线的航天器系统时间同步设计方法

航天器系统中,系统时间同步是一项关键技术,时间同步方法的优劣将会影响航天器系统的整体性能,甚至可靠性.本文针对基于1553B总线的航天器系统,提出一种低系统开销、高精度的时间同步设计方法.该方法采用1553B总线时标功能来提高同步时间偏移补偿测算精度,通过软件手段即能满足航天器系统级、分系统级等多个层面的时间同步需求,同步精度最高达到10μs量级.本文对该设计方法进行了实验验证,结果表明,相较传统时间同步方法,该方法显著提高系统时间同步精度,满足大多数航天器系统应用需求.

精细指数积分法在卫星编队飞行动力学中的应用

编队飞行卫星间的距离远小于卫星的轨道半径,其动力学方程表现为弱非线性。针对弱非线性方程的求解,提出精细指数积分方法,用精细积分法求解指数积分方法中的指数矩阵。用精细指数积分法和RungeKutta方法,在不同条件下求解弱非线性方程的算例,验证了精细指数积分法的有效性。通过Lagrange方程,建立卫星编队飞行动力学方程的半线性形式,用精细指数积分方法与Runge-Kutta方法求解方程。数值计算结果表明,与同阶的Runge-Kutta求解弱非线性微分方程相比,精细指数积分法具有更高的精度,为卫星编队飞行动力学仿真提供了一种有效的数值算法。

高精度航天器微振动力学环境分析

高精度航天器由于其指向精度和分辨率水平极高,需要考虑微振动的影响。文章给出了微振动的定义,分析了微振动特性、国外研究现状、建模特点及方法,总结归纳了高精度航天器星体内部的主要扰动源。给出了反作用轮、斯特林低温制冷器、星载敏感器以及太阳翼等典型扰动源扰动的时域或频域模型及微振动隔离模型,并进行了相应的仿真,从系统层面评估了微振动对高精度航天器性能的影响,可供高精度航天器设计时参考。