卫星姿态控制

摘要： 针对卫星姿态控制问题中经典滑模控制器存在的收敛速率方面的缺陷,提出了一种变结构滑模控制方法。在保持经典滑模控制器结构简单、鲁棒性强的优势前提下,通过对滑模参数进行设计来提高系统的收敛速率,并大幅度减小控制系统的控制力矩与姿态角速度。引入变结构动态滑模参数的概念,在系统尚未到达滑模面时维持经典滑模面结构,而在到达之后开始对滑模参数进行实时更新、放大;引入角速度与控制力矩约束,给出控制参数与系统性能指标之间的约束关系,防止系统状态超过其上界。通过Lyapunov稳定性理论及数值仿真对提出方法进行验证,实验结果表明:在合理设置实验参数条件下,所提的变结构滑模控制方法对比经典滑模控制方法收敛速率提高50%,系统的控制力矩和角速度全程不超过其上界。所提的变结构滑模控制方法不仅提高了系统的收敛速度,而且系统状态全程不超上界,这对系统控制和系统寿命有极大的益处。

摘要： 月球是低轨气象卫星载荷进行外定标的一个理想目标,不同载荷通过观测月球可以建立统一的参考基准,提高相互之间的数据匹配性。对于低轨卫星,月球一般每月一次进入载荷的视场,但停留时间只有几秒钟。为进一步提高对月定标的观测时长,积累更多的观测数据,本文针对低轨偏置动量卫星提出了一种主动对月定标控制方案,通过卫星平台的姿态控制,使月球在载荷视场中停留30 min以上。仿真结果表明:对月定标过程中卫星姿态控制精度满足指标要求,具备工程应用条件。

摘要： 月球是低轨气象卫星载荷进行外定标的一个理想目标,不同载荷通过观测月球可以建立统一的参考基准,提高相互之间的数据匹配性.对于低轨卫星,月球一般每月一次进入载荷的视场,但停留时间只有几秒钟.为进一步提高对月定标的观测时长,积累更多的观测数据,本文针对低轨偏置动量卫星提出了一种主动对月定标控制方案,通过卫星平台的姿态控制,使月球在载荷视场中停留30 min以上.仿真结果表明:对月定标过程中卫星姿态控制精度满足指标要求,具备工程应用条件.

摘要： 针对卫星姿态控制系统存在闭环控制,外部干扰强,进而影响故障诊断准确性和实时性的问题,提出了一种利用随机森林算法的卫星姿态控制系统姿态敏感器和执行器故障诊断方法.首先,采集不同故障情形下卫星姿态控制系统的输入输出数据,进行特征提取.随后通过随机有放回抽样划分训练集和测试集,建立基于随机森林算法的故障诊断模型.利用生成的随机森林模型,对实时输入输出数据进行分类,实现卫星姿态控制系统的故障诊断.利用卫星姿态控制系统半物理仿真平台的数据进行实验,对比实验结果表明:本文所提方法可以实现故障高精度分离,并具有更好的实时性,适用于卫星姿态控制系统的故障诊断问题.

摘要： 挠性系统若具有弱阻尼谐振模态则不易控制,尤其当谐振频率或阻尼比等参数摄动时,控制系统的稳定性难以保证.一般的设计都只是保证系统对挠性结构具有鲁棒性的镇定设计,未从性能保证上来考虑.挠性系统的H∞控制研究中,McFarlaned提出权威的H∞回路成形法也未能改善系统性能,反而带来了不稳定控制器,不易投入.以系统带宽为性能指标对H∞回路成形法中加权的选取方式进行改进,在保证鲁棒性的同时兼顾系统所能达到的最优性能,而控制器本身是稳定的,即H∞强镇定问题.这有助于提高系统的控制精度和响应速度,且便于系统的投入.

摘要： Aiming at the problem of sudden changes in the attitudes encountered by satellites while performing complex tasks such as discarding a payload or capturing a target ,a satellite attitude control method based on the deep reinforcement learning is proposed to restore the satellite to a stable state.Concretely , the attitude dynamics environment of the vehicle is firstly established , and the output of continuous control torque is discretized.Deep Q Network algorithm is then performed to train the autonomous attitude control of the satellite for further processing ,and the optimal intelligent output of discrete behavior is rewarded with the stabilization of attitude angular velocity.Finally ,the validity of the mechanism is verified by the simulation test.Results analysis illustrates that the deep reinforcement learning algorithm for satellite attitude control can stabilize satellite attitude after the satellite is disturbed by sudden random disturbance , and it can effectively solve the problem of traditional PD controller depending on the mass parameters of the controlled object.The proposed method adopts self‐learning to control the satellite attitude ,which has strong intelligence and universal applicability ,and has a strong application potential for future intelligent control of satellites performing complex space tasks.%针对卫星在执行丢弃载荷或捕获目标等复杂任务时遭遇的姿态突然发生变化的问题,采用深度增强学习方法对卫星姿态进行控制,使卫星恢复稳定状态.具体来说,首先搭建飞行器的姿态动力学环境,并将连续的控制力矩输出离散化,然后采用Deep Q Network算法进行卫星自主姿态控制训练,以姿态角速度趋于稳定作为奖励获得离散行为的最优智能输出.仿真试验表明,面向空间卫星姿态控制的深度增强学习算法能够在卫星受到突发随机扰动后稳定卫星姿态,并能有效解决传统PD控制器依赖被控对象质量参数的难题.所提出的方法采用自主学习的方式对卫星姿态进行控制,具有很强的智能性和一定的普适性,在未来卫星执行复杂空间任务中的智能控制方面有着很好的应用潜力.

摘要： 针对卫星姿态控制过程中可能发生的执行机构或敏感器故障,提出了一种基于无损卡尔曼滤波(UKF)及偏差分离原理的自适应二阶无损卡尔曼滤波(ATSUKF)算法.首先,提出TSUKF算法,通过UKF处理姿态机动时的非线性并通过偏差分离原理将非线性系统的状态及故障分别估计,避免非线性模型的线性化过程同时降低了计算过程中的矩阵维度.然后,在TSUKF算法的基础上提出了ATSUKF算法,通过滑动窗口内的残差计算自适应矩阵,使滤波器在统计特性不准确的情况下仍然具有较快的收敛速度,特别适用于卫星快速机动过程中的姿态与故障估计.数值仿真结果表明,ATSUKF算法相较于TSUKF算法能有效降低统计特性不准对系统造成的不利影响,实现卫星姿态、执行机构/敏感器故障的快速估计.

摘要： 介绍了离子推进器的技术特点、历史发展及其推进性能,并阐述了其现存的技术问题,重点对其未来发展趋势进行了展望.离子推力器在航天器推进领域中占有重要地位,以其高比冲的优势适用于卫星姿态控制和深空探测等空间任务.随着相关技术的不断发展与完善,离子推力器在空间技术领域必定有着广阔而美好的前景.

摘要： 推荐词:天宫遨游、蛟龙探海、天眼探空、悟空探秘、墨子传信、大飞机上天……这些中国干成的令人振奋的大事,让世界的目光再次聚焦东方,更令全国人民生出无限的自豪感。那这些大事到底是怎么做成的呢?它们分别遇到过哪些难题呢?《闪耀世界的中国奇迹》一书翔实地讲述了它们的故事。《闪耀世界的中国奇迹》分''天文·宇宙篇''''航天·气象篇''''通信·信息篇''''海洋·材料篇''''航空·交通篇''五部分,共介绍了19项闪耀世界的科技成就。

摘要： 本文针对传统冗余度计算方法不能全面的量化系统冗余程度,提出一种新的基于系统配置矩阵的传感器和执行器冗余计算方法.在此基础上,分析了影响卫星姿态控制系统控制性能的指标因素,描述了指标因素与不同系统配置方案之间的属性矩阵,同时采用矢量投影法对不同配置方案进行了评估,建立了科学的卫星姿态控制系统方案评价体系,并进行了仿真.仿真结果表明,本文建立的卫星姿态控制系统评价体系,能够通过指标选取评价各种配置方案, 为系统方案设计和资源优化配置提供有力依据.

摘要： 针对卫星姿态控制中存在的执行机构的不确定性.引入采用超声电机驱动插转子、步进模式工作的超声电机姿态控刺装置。对执行机构步进过程中静止时间段没有不确定性，地面实验样机的测试表明其控制概率高.步长精确，用于卫星的指向控制可以达到很高的精度。超声电机姿控装置的控制频率远高于飞轮，超声电机姿态控制装置在飞轮的控制周期内可以对飞轮的不确定性进行指向，从而实现对目标的高精度跟瞄。进行了卫星跟踪单轴数字仿真，结果表明采用两级控制精度，高于单独使用飞轮的控制精度。单轴气浮古实验结果表明结合超声电机姿控装置和飞行可以进行跟瞄控制。

摘要： 针对卫星姿态控制系统动量飞轮的应用需求设计了基于FPGA的四磁极或四轴型混合磁轴承径向控制器。控制策略采用四轴分散PD控制+交叉反馈控制+广义陷波补偿消除不平衡振动的方案。设计分散PD控制和交叉反馈控制时采用根轨迹法；设计陷波器时采用基于坐标旋转的陷波方法，其优点是能用较少的计算量同时得到两个正交方向的同频补偿分量，且算法结构清晰简洁，便于数字实现。在控制器的FPGA实现中使用精度可调的浮点运算IP核实现浮点控制算法；由于采用了资源分时复用技术，资源使用量仅有15万等效逻辑门。实验结果显示控制效果满足设计要求。

摘要： 研究反作用飞轮(RW)在故障情形下的三轴稳定卫星姿态控制系统的在线故障诊断、辨识和重构(FDIR)问题。首先针对RW数学模型，分析其故障模式，并建立故障的参数化描述方法。系统采用局部故障诊断与辨识(FDI)方法对飞轮进行故障诊断，其诊断结果为与飞轮故障相关的参数。重构控制器的设计以动态逆为基础，并引入飞轮数学模型，对飞轮的故障进行补偿。最后，针对卫星姿控系统的3种典型故障模式的仿真结果表明该FDIR方法有效可行。

摘要： 本文针对同轨多条带成像等功能对卫星姿态控制的需求,利用小型SCMG作为执行机构,研究一种卫星快速姿态控制方法.该方法对姿态机动路径进行实时规划,设计宽带宽姿态跟踪控制器使得卫星姿态快速跟踪规划姿态,通过改善姿态机动过程的动态性能来缩短机动后姿态稳定过程,从而达到满足同轨多条带成像对机动时间的约束和成像时姿态性能要求的目的.

摘要： 本文采用奇异较少且无冗余的修正罗德里格斯参数描述姿态,并建立姿态动力学、运动学模型.基于修正罗德里格斯参数的物理意义导出误差罗德里格斯参数,推导基于误差修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型,设计了以误差罗德里格斯参数为反馈量的滑模变结构控制器.对所设计的控制器进行数学仿真,并与传统采用差值作为反馈量的控制器进行比较,仿真结果显示,采用误差修正罗德里格斯参数作为反馈量的控制器抗干扰能力更强,控制精度更高.

摘要： 本文采用奇异较少且无冗余的修正罗德里格斯参数描述姿态,并建立姿态动力学、运动学模型.基于修正罗德里格斯参数的物理意义导出误差罗德里格斯参数,推导基于误差修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型,设计了以误差罗德里格斯参数为反馈量的滑模变结构控制器.对所设计的控制器进行数学仿真,并与传统采用差值作为反馈量的控制器进行比较,仿真结果显示,采用误差修正罗德里格斯参数作为反馈量的控制器抗干扰能力更强,控制精度更高.

摘要： 本文采用奇异较少且无冗余的修正罗德里格斯参数描述姿态,并建立姿态动力学、运动学模型.基于修正罗德里格斯参数的物理意义导出误差罗德里格斯参数,推导基于误差修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型,设计了以误差罗德里格斯参数为反馈量的滑模变结构控制器.对所设计的控制器进行数学仿真,并与传统采用差值作为反馈量的控制器进行比较,仿真结果显示,采用误差修正罗德里格斯参数作为反馈量的控制器抗干扰能力更强,控制精度更高.

摘要： 本文采用奇异较少且无冗余的修正罗德里格斯参数描述姿态,并建立姿态动力学、运动学模型.基于修正罗德里格斯参数的物理意义导出误差罗德里格斯参数,推导基于误差修正罗德里格斯参数的姿态动力学模型,设计了以误差罗德里格斯参数为反馈量的滑模变结构控制器.对所设计的控制器进行数学仿真,并与传统采用差值作为反馈量的控制器进行比较,仿真结果显示,采用误差修正罗德里格斯参数作为反馈量的控制器抗干扰能力更强,控制精度更高.

摘要： 针对具有大角度、敏捷机动工况的对地观测卫星在轨实时高精度姿态确定问题,地面基于卫星载荷图像信息、姿态运动学信息对星敏感器、陀螺仪及其安装结构热变形等引起的系统姿态确定误差因素进行高精度辨识,确定以卫星姿态角、轨道幅角、敏感器环境温度梯度等为自变量的姿态校准数学模型参数.星载软件通过该模型对卫星在轨实时姿态测量结果,自适应环境工况进行姿态校准,提高卫星在复杂工况下的姿态确定精度,从而提高图像修正精度及目标定位精度.

摘要： 本发明提供一种姿态控制与姿态测量分时复用的航天器姿态控制方法，属于航天器控制技术领域。本发明首先设定航天器姿态闭环控制采样周期，并将单位航天器姿态闭环控制采样周期划分为姿态测量分时时间区间和姿态控制分时时间区间；然后在姿态控制分时时间区间内进行执行器力矩指令规划；利用冲量等效原理确定力矩指令规划后的力矩指令；最后设计姿态控制器实现分时后的航天器姿态闭环控制。本发明解决了现有执行器与敏感器之间的耦合影响，导致航天器姿态控制精度降低的问题。本发明可用于航天器姿态控制。

摘要： 用于向整个地球提供通信服务的通信卫星系统，其为基于近地轨道(LEO)中的多颗卫星。所述卫星在多个轨道中绕地球运行，其中每个轨道中有多颗卫星。这种轨道设置会导致地球表面上的一些地点接收到冗余卫星覆盖。在本发明的实施方案中能够选择性地并且自适应性地旋转一些卫星的取向，以便将一些冗余覆盖从不需要冗余覆盖的地点转移到冗余覆盖有利的地点。

摘要： 本发明涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。本发明方法适应于自旋稳定卫星以等倾角进动方式进行姿态控制的姿态预测。

摘要： 本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括卫星姿态控制系统的卫星。其中，卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本发明提出一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法。该方法首先利用拉格朗日第二方程推导了卫星姿态动力学模型，随后获得了姿态跟踪误差状态方程，并采用具有固定时间收敛特性的扰动观测器实现对外部扰动的估计。然后定义姿态误差的约束函数，并将误差转换为无约束变量，进而定义非奇异快速终端滑模面，最后设计具有鲁棒性的姿态控制器。因此这种方法具有对外界扰动抗干扰能力强，姿态跟踪误差可以按照约束函数进行设计从而获得满意的超调量、上升时间和稳态误差等优点，具有较强的应用价值。

摘要： 本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括卫星姿态控制系统的卫星。其中，卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。

摘要： 本发明提供了一种卫星姿态控制磁力矩，所述卫星姿态控制磁力矩包括控制电脑、磁力擦写控制电路与永磁型磁体，所述控制电脑用于传输磁矩写入信号与磁矩擦写信号，所述磁力擦写控制电路在接收到磁矩写入信号时对该永磁型磁体写入额定磁矩，并且在接收到磁矩擦写信号时擦除该永磁型磁体的磁性，本发明实施例的卫星姿态控制磁力矩不仅完成姿态控制需要的时间大大减少，同时也更节省能源，更可靠。本发明还提供了一种卫星姿态控制系统及卫星。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本发明提出一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法。该方法首先利用拉格朗日第二方程推导了卫星姿态动力学模型，随后获得了姿态跟踪误差状态方程，并采用具有固定时间收敛特性的扰动观测器实现对外部扰动的估计。然后定义姿态误差的约束函数，并将误差转换为无约束变量，进而定义非奇异快速终端滑模面，最后设计具有鲁棒性的姿态控制器。因此这种方法具有对外界扰动抗干扰能力强，姿态跟踪误差可以按照约束函数进行设计从而获得满意的超调量、上升时间和稳态误差等优点，具有较强的应用价值。