卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

基于STK的卫星飞行轨迹仿真技术

通过仿真方法研究飞行器导航算法具有成本低、周期短等优点,但是仿真数据难以获得.介绍了利用STK软件生成卫星飞行轨迹的方法.通过输入期望的卫星轨道根数,可以方便地产生卫星飞行过程中的位置、速度、角速度和姿态等信息.这些数据的获得,为卫星导航、制导与控制的研究提供了有利条件.     

小卫星轨道姿态控制系统仿真软件平台

提出了微小卫星轨道姿态控制系统仿真平台的设计思想,并将卫星轨道、姿态动力学与计算机图形学相结合,设计了基于三维实时动态显示技术的轨道姿态控制系统仿真软件平台,其中包括数据管理与分析、动力学计算、星上姿控程序接口和仿真结果的三维输出。平台用于卫星编队飞行的轨道设计和星上姿态控制程序的地面测试,可以动态仿真演示卫星在发射、测控和应用中的轨道和姿态运动。     

卫星编队飞行的协同控制

为了实现卫星编队飞行任务,设计了卫星编队飞行队形协同控制。考虑控制精度以及小推力卫星变轨时间长等特点,采用了相对运动的非线性动力学方程进行数学建模,并采用精度较高的相对轨道根数法设计了目标队形。应用滑模控制理论,设计了跟踪控制器,并通过Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统全局渐近稳定性。通过一个“1颗主星与3颗从星”编队的测量基线放大控制仿真,验证了该控制器的可行性。结果表明,该控制器具有控制精度高、实时性强等特点,可用于卫星编队飞行队形协同控制。     

用GPS输出反馈实现大角度姿态状态跟踪控制

本文首次讨论并给出了利用星上GPS输出反馈,来实现卫星大角度姿态机动的自主非线性状态跟踪控制系统的设计.其中包括非线性状态反馈控制器的设计以及利用星上GPS伪距测量输出信息,采用修改的罗格里德参数描述姿态状态方程,实现星上实时状态跟踪控制的非线性估计器的设计.文中以EO-1/LandSat7卫星编队飞行为背景,给出了姿态测量信息的获取、姿态状态估计和实时跟踪控制的数学仿真结果,验证了控制系统设计的可行性和正确性,精度指标满足要求.     

卫星编队飞行相对姿态控制

卫星编队飞行在轨执行任务时,除了对相对位置有特定要求外,还需根据不同任务需求保持一定的相对姿态,为此研究了两颗卫星相对姿态的保持控制。根据刚体运动学推导了两个星体坐标系之间的坐标转换矩阵,给出了从星始终指向主星所需的目标姿态和角速度。基于卫星姿态动力学给出了3个相互垂直安装的反作用轮的控制律,并利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真验证了控制算法的正确性,其相对误差小于10-6。     

无人机编队协同追踪控制律和编队信息架构

针对"长机-僚机"模式的无人机编队追踪运动目标出现姿态信息和位置信息不一致而导致碰撞的问题,设计了一种协同追踪控制器并对该控制器进行稳定性分析。该控制器以3架无人机构成的编队作为控制体,采用拉氏矢量场方法获取无人机编队追踪运动目标的轨迹,同时构建无人机之间的信息架构,实现无人机编队按照预期的姿态和位置信息在运动目标周围的圆形轨道飞行的目的。研究单架无人机的航迹规划和多无人机编队协同追踪:对于单架无人机的航迹规划,采用反馈控制完成航向收敛证明;对于多无人机编队,采用一种多变量控制器可以保持无人机编队在圆形轨道运动,同时使用未知风和运动目标的自适应估计量来确定无人机编队在圆形轨道飞行的稳定性。仿真结果表明:在追踪过程中,3架无人机能够快速(15 s)以相同的姿态和位置渐进靠近目标,同时保持相对稳定;在满足航向速率和空速条件时,任意两架无人机相对距离误差能够快速(10 s)收敛到稳定值。该控制器突破了多无人机编队近距协同追踪目标的局限,可为多无人机分布式控制器设计提供方法借鉴。     

卫星编队飞行中的相对轨道构形

卫星编队飞行具有广阔的应用前景,为此应用轨道根数研究卫星编队飞行的相对运动,得到了精确的相对运动轨迹。对轨道共面、轨道不共面,小偏心率椭圆轨道(包括圆轨道)、大偏心率椭圆轨道等情况进行了对比,对各种可能出现的轨道构形进行了归类。研究表明:卫星编队的条件是轨道半长轴相等,相对轨道构形依赖于中心卫星与伴随卫星的相对轨道根数,而与中心卫星的轨道根数无关。这些结论为编队飞行的任务设计提供了理论依据。     

编队飞行微小卫星星间直序扩频通信系统仿真

以3颗微小卫星在同一个轨道面内编队飞行,并对地进行三维立体测绘为背景,给出了基于改进型遗传算法的空间圆形编队队形优化设计的方法,该方法可以保证编队队形在各种摄动力下长期稳定.结合编队飞行星间链路的特殊要求,推导了低轨道编队卫星星间链路的计算公式,确定了星上发射机功率.搭建了星间直序扩频通信系统模型,并对其进行了仿真.建模及仿真结果为后续研究编队飞行和星间通信演示试验提供良好的理论基础.     

带微分观测器的双环姿态跟踪控制

针对捕获非合作目标航天器的姿态跟踪控制问题,给出了一种双环姿态跟踪控制器。通过引入虚拟角速度将二阶姿态运动方程分解为内外环独立的子系统。外环预设有界虚拟角速度使航天器姿态渐近收敛于期望姿态;内环采用二阶微分观测器精确估计由转动惯量摄动、外部干扰和饱和超幅部分组成的不确定项,基于观测值的鲁棒姿态控制器使内环角速度指数收敛于外环虚拟角速度。双环姿态跟踪控制能够满足控制饱和及角速度有界约束下的跟踪精度和闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真验证了该控制器的鲁棒性和有效性。      

低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究

某些低轨道航天器在执行任务时 ,需要通过姿态控制系统使其有效载荷 (如星载相机 )在一段时间里连续指向地面或空间的给定目标。文中研究了带 3个反作用飞轮的低轨道航天器的姿态跟踪开展问题。首先根据刚体运动学知识推导出航天器的参考姿态角、参考角速度和参考角加速度表达式 ,然后基于卫星航天器姿态动力学给出了 3个互相垂直安装的反作用飞轮的控制律 ,并利用 L yapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真计算验证了控制算法的正确性     

无安定器航弹刚体运动模型研究

无安定器航弹因不具有传统意义上的飞行稳定性，其飞行过程不同于带尾翼的航弹，现有的以稳定飞行为基础的航弹弹道模型已经无法揭示其运动规律。该文以刚体一般运动理论为基础，引入了斜置坐标系和摆动轴坐标系，提出了航弹摆动角速度矢量轴高低角和方位角、斜置姿态角等概念，确定了姿态角与斜置姿态角之间的转换关系，建立了能够准确反映无安定器航弹空中运动特性的刚体运动模型。仿真计算结果表明：利用该模型求解无安定器航弹的弹道问题，克服了使用常规航弹弹道模型出现的“无界”问题，既可以准确地计算无安定器航弹的质心运动轨迹，还可以准确地描述摆动角速度矢量的变化规律，为全面掌握无安定器航弹的弹道特性奠定了基础。     

小型涵道风扇无人机自适应解耦控制律设计

为解决小型涵道风扇式无人机俯仰通道和滚转通道之间的惯性耦合问题,采用简单自适应控制(simple a-daptive control,SAC)方法对无人机姿态角速度控制回路设计模型参考自适应控制器,使该控制回路在受到不确定扰动和参数摄动的影响下,仍能稳定跟随参考模型输出;同时对所构造参考模型进行串联前馈解耦,以使无人机跟随参考模型同步解耦,进而实现对无人机姿态角速度和自身姿态角的有效控制.仿真结果显示,该控制律能使无人机姿态稳定跟踪参考模型输出,并且有效抑制了被控对象参数摄动带来的不利影响,控制系统具有较强的自适应性和鲁棒性.     

推力器姿轨同时控制下的姿态控制算法

针对推力器安装误差对卫星姿态控制产生强干扰的问题,设计一种紧凑卫星推进系统的姿态控制算法.采用对控制力矩和干扰力矩建模的方法对姿态控制影响进行分析,得到最差情况下的推力器安装误差角组合.通过计算机仿真实验,对比了不同安装误差角下三轴的控制结果.实验结果表明,轨道机动模式下姿态控制算法具备包络最差情况的能力,控制结果稳定,满足精度要求.     

基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计与仿真研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统。根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性。     

探月卫星轨道的简单计算

本文以地球为参照系，用最简化的模型来估测从地球发射的探月卫星的轨道，详析了入轨速度对轨道性质及飞行时间的影响，由此引出最小能量轨道概念等。卫星进入月球引力范围之后的变轨及其他行为不在本文谈论范围之内。     

大椭圆轨道SAR滑动聚束模式设计及斜距模型

针对大椭圆轨道合成孔径雷达存在大偏心率，时变轨道高度及时变卫星速度等特性，首次开展了大椭圆轨道SAR滑动模式设计研究.对大椭圆轨道SAR滑动聚束模式设计，考虑了不同轨道位置处不同分辨率改善因子、地面波束足迹一致性、天线扫描角度、天线扫描角速度等.对大椭圆轨道SAR滑动聚束模式回波斜距模型研究.仿真分析结果表明大椭圆轨道SAR滑动聚束模式参数需要随轨道位置变化进行调整，为了满足成像需求斜距模型需要展开到三阶.      

卫星编队飞行的动力学特性与相对轨道构形仿真

为了克服 Hill方程的局限性 ,利用轨道根数描述卫星编队飞行 ,从理论上给出了长期编队所需的条件 ,包括相对位置和相对速度的关系 ,以及和各卫星相对轨道根数之间的关系 ;理论上证明了要长期近距离编队卫星轨道周期必须相同。仿真了各种不同轨道根数下的相对运动轨迹 ,与定性的理论分析进行比较 ,说明了轨道根数描述方法的优越性。方法可适用任意偏心率的椭圆轨道 ,将为飞行器编队飞行的轨道设计提供理论参考。不考虑摄动时轨道根数接近的飞行器不需主动控制而可长期保持近距离编队飞行     

基于四元数的刚体姿态调节问题

给出了用四元数表示的刚体姿态调节问题的两种控制规律，首先利用反馈非线性化方法，给出一种不含非线性扭矩项，仅由四元数和角速度的线性组合构成的控制规律，该控制律与刚体惯性参数无关，因而具有一定的鲁棒性，并证明在一定条件下闭环系统是指数渐近稳定的，其次重新研究了刚体姿 态控制问题固有的无源性，并利用这种新的无源性设计了一种仅利用姿态四元数而无需用角速度测量作为反馈的控制规律，与现有的四输入/四输出无源系统相比，这里的严格无源系统的动态控制器仅是三输入/三输出的，有效地减少了实时计算所需的时间。