地球观测卫星轮控系统单通道全物理仿真

地球观测卫星姿态控制系统是个复杂的，高精度，长寿命对地三轴稳定，在太阳同步轨道上帆板对太阳定向的系统，执行机构为动量轮，采用偏置方式构成整星零动量，由于卫星控制系统中采用动量轮，因此必须对轮子的摩擦力矩，轮子过零，轮子动量卸载等关键问题，进行深入研究，为了提高轮控系统可靠性，研究其动力学特性，发现问题，将轮子接入控制系统进行气浮台仿真是十分重要的。本文主要叙述地球观测卫星全物理仿真系统组成，系统仿真内容和方法，试验结果。     

微小卫星动量轮非线性模糊控制器的设计

动量轮是所有三轴稳定卫星姿态控制的主要和关键部件。由于微小卫星本身的转动惯量很小，微弱的非控制力矩都有可能导致整个卫星失控，因此对其动量轮控制器提出了无超调、超短响应时间、零稳态误差的理想设计要求，传统的PI控制器无法同时满足这些要求。提出了一种基于非线性模糊控制理论的模糊控制器，并给出了一个具体的设计实例，其仿真结果表明：这种控制器可以同时达到零超调、超小稳态误差(0．004％)、超短响应时间(小于1．5s)等设计要求，十分逼近动量轮的理想设计要求。     

空间站姿态控制/动量管理系统设计与仿真

在空间站姿态控制系统设计中,一般采用控制力矩陀螺(CMG)作为执行机构,并假定控制力矩陀螺具有理想的操纵性能。然而,当多个CMG协调工作时,有可能产生运动奇异,以致不能提供期望的控制力矩。为此,针对空间站姿态控制/动量管理系统的线性化模型,设计了一个线性二次型调节器,并利用计算机仿真的手段分析了CMG操纵性能及其对姿态控制/动量管理系统的影响。仿真结果表明,在典型的干扰力矩作用下,CMG操纵性能良好,没有出现奇异现象。同时,设计的姿态控制/动量管理策略可以连续调节CMG角动量使其存储角动量最小,建立空间站指向和CMG动量管理间的折衷。     

大型航天器单框架控制力矩陀螺系统全物理仿真

单框架控制力矩陀螺（SGCMG）是一种重要的航天器动量交换装置，用SGCMG作姿控部件的大型航天器姿态控制／动量管理系统是我国未来航天器发展的一个重点研究问题，本文利用三轴全物理仿真气浮台作为控制对象，模拟航天器在外层空间所受扰动力矩很小的力学环境，把SGCMG姿态控制／动量管理系统置于气浮台上，组成与航天器控制系统相同的仿真回中,来研究其动力学，动量交换，动量耦合以及控制系统中尚不清楚的一些问题，实践证明该仿真系统能够很好模拟航天器的力学环境，为SGCMG系统的进一步研究打下了很好的基础。     

喷气/偏置动量轮联合微小卫星三轴稳定控制

针对偏置动量轮加喷气的微小卫星姿态控制方案,给出了LQG和Lyapunov控制的两种三轴稳定控制方法.首先以轨道系为参考建立了卫星、偏置动量轮以及喷气系统模型,在此基础上设计了两种喷气/动量轮联合控制律.仿真结果表明两种控制方法,将动量轮和采用PWM技术的喷气系统进行联合控制,与单独动量轮俯仰控制、喷气进行滚动-偏航控制的传统方法相比较,具有更高的控制精度,并且减少喷气系统的燃料消耗,同时还可以减少动量轮饱和的机会.     

近地空间环境要素三维建模与可视化仿真研究

提出了近地空间环境要素三维建模的静态模型和实测模型。根据近地空间环境各要素的特点，首先利用各种静态模式和实测数据构建三维空间数据场。然后对数据场进行六面体单元剖分，其中对实测得到的空间数据利用雅克比矩阵转换为规则六面体数据。最终，分别给出了中性大气、电离层等离子体、地球基本磁场和地球辐射带的几何模型，提出了一种适合于近地空间环境要素仿真的通用三维可视化方案。     

多任务微小卫星姿态仿真研究

为了实现在整星制约条件下,以经济而可靠的手段满足三轴稳定多任务微小卫星(MTMS)姿态控制系统的功能和性能要求,分析了MTMS的运行任务,提出了基于多任务要求的工作模式划分,并对多任务过程的姿态确定和姿态控制系统进行综合分析和设计,建立数学模型。通过仿真验证,可实现多任务微小卫星的复杂任务设计要求。     

动量轮控制弹头姿态控制系统设计

提出了一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定气动布局的再入弹头姿态控制新方案。基于动量矩交换原理和中性静稳定概念分析了新方案的可行性,并推导了具有这种新型执行机构的弹头的姿态动力学方程。利用反馈线性化方法,将姿态动力学方程线性化并解耦成俯仰、偏航和滚转三个方向上的单输入单输出系统,然后运用滑模变构控制理论设计各通道的控制器。对姿态控制系统的数值仿真结果表明,所设设计的控制器能实现高精度的姿态机动和姿态稳定,现有动量轮技术指标即可满足滚动通道的姿态稳定。     

仿鸟扑翼飞行器的时变反馈镇定

针对仿鸟扑翼飞行器的欠驱动特性,提出了一种简化其飞行控制问题并实现其局部渐进稳定的控制方法.首先分析仿鸟扑翼飞行器的动力学和运动学模型,证明其控制问题等价于升力、推力、俯仰力矩和横滚力矩独立可控情况下的姿态控制问题;进一步分析的结果表明,仿鸟扑翼飞行器的升力、推力、横滚力矩和俯仰力矩都是独立可控的,因此可将其控制问题等价为两控制器刚体的姿态控制问题.通过设计光滑时变反馈控制律实现对姿态控制的局部渐进稳定,从而解决扑翼飞行器的飞行控制问题.     

基于H∞鲁棒控制的挠性卫星姿态控制

针对存在未建模动态、模型参数不确定性和外力矩扰动的挠性卫星，通过选择合适的加权函数将挠性卫星姿态控制问题转化为H∞混合灵敏度问题。采用H∞优化方法设计了鲁棒控制器。最后对卫星姿态控制系统进行了仿真研究，结果表明采用鲁棒控制器的姿控系统较传统的PID控制的姿控系统具有更好的鲁棒稳定性和抗干扰性能。     

基于比例积分观测器的卫星姿控系统鲁棒故障重构

针对卫星在轨运行出现执行机构故障问题,提出了一种基于观测器的卫星姿控系统鲁棒故障重构方法。首先,考虑卫星出现空间干扰、测量干扰以及噪声,建立欧拉离散时间卫星姿控系统模型。其次,设计一种离散比例积分观测器(proportional integral observer, PIO)实现卫星姿态角和姿态角速度估计,并利用前一时刻的故障重构值和输出估计误差迭代更新当前故障重构信息。然后,采用干扰解耦思想设计离散PIO解耦部分空间干扰,并利用H_∞技术抑制剩余干扰和测量噪声的影响。另外,利用线性矩阵不等式工具箱求解了部分观测器增益矩阵。最后,仿真结果验证了所提故障重构方法的有效性。     

圆饼卫星三轴姿态控制

利用卫星低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和地磁力矩 )对卫星三轴姿态进行控制。卫星的形状为圆饼状 ,用以获得所需的重力梯度矩。卫星上的永久磁棒获取所需的地磁力矩。为了提高卫星的姿态精度 ,沿永久磁铁方向安装一反作用飞轮。对卫星在圆轨道的姿态进行了分析 ,并给出仿真结果。从分析和仿真结果可以看出 ,此卫星具有结构简单、姿态稳定、精度高等优点。     

基于IMM/EA的卫星姿态控制系统重构容错控制

研究了在轨卫星姿态控制系统发生可修复性故障状况下的系统重构容错控制。对于处于稳态的三轴稳定卫星,当姿态发生突变时,启动故障检测与诊断(FDD)子系统,采用交互式多模型(IMM)算法得到故障发生的位置以及故障模型,同时利用故障模型中的动力学系统进行特征结构配置(EA),生成重构控制器对原系统进行补偿控制。将FDD过程与重构控制器的设计过程结合,避免了单独设计FDD子系统然后再进行系统重构带来的计算量和时间延迟。最后通过数值仿真验证了该算法的有效性。     

基于MRPs的卫星集群系统姿态对抗一致性控制

小型卫星集群协同控制是当前空间技术发展的热点之一, 卫星集群控制可归结为多智能体控制问题。面向卫星集群系统的分组姿态控制, 引入一致性以及对抗一致性问题, 提出了卫星系统姿态对抗一致性控制方法。卫星组网系统姿态对抗一致性控制目标是使卫星分组达到姿态对称的状态。以无向图描述姿态对抗卫星集群的通讯拓扑结构, 利用修正型罗德里格斯参数方法描述卫星刚体运动姿态, 设计了一种基于多智能体协同控制理论的三维空间卫星集群姿态对抗一致性控制律, 并采用Lyapunov稳定性理论证明了其稳定性。最后, 通过仿真实验验证了所提方法的有效性。     

伪陀螺/星敏感器组合双体卫星姿控系统

针对双体卫星姿态控制系统,给出了"伪陀螺"概念,及其与星敏感器组合的姿态确定方法,其中伪陀螺是使用卫星内部传感器的测量以及卫星参数来进行动态模型的实时软计算,跟踪系统角动量进而得到角速度。首先建立了双体卫星模型,并设计了动量轮控制律,在此基础上根据星敏感器的测量信息,应用广义卡尔曼滤波器来估计姿态和角速率漂移误差,进而对伪陀螺和惯性陀螺进行校正。仿真结果表明本文的姿态确定方法,对双体卫星的姿态控制系统是非常有效的。     

卫星轨道姿态控制系统的仿真软件支撑环境

仿真软件支撑环境技术研究是“八五”仿真技术研究中的重要课题之一。本文针对卫星控制方案设计的特点和现实，借鉴国内外仿真软件支撑技术研究中的先进思想，建立了一种卫星控制系统的仿真软件支撑环境。文中主要介绍该仿真软件支撑环境的设计思想、组成、功能和采用真实系统数据对该环境进行验证的结果。从而证明了系统的可用性。目前该软件环境功能扩展的工作还在进行，拟用另一批真实数据模型来完善本支撑环境，使其在今后系统的     

小卫星模型独立大角度姿态机动半实物仿真

提出了仅用反作用轮的小卫星姿态大角度机动控制算法，针对反作用轮输出力矩受限和速率饱和的为束，采用递阶饱和思想使星体沿欧拉轴逐步逼近目标位置．文中设计的快速机动控制器，无需知道系统精确模型，即可实现卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制，并采用dSPACE实时仿真系统、反作用飞轮实物、先纤陀螺实物和星载机，在单轴气浮台上进行了半实物仿真验证．仿真结果表明，在系统模型不确定时，设计的控制算法能够实现快速姿态机动任务，有良好的鲁棒性。     

基于偏差分离原理的卫星执行机构故障诊断

提出一种同时估计输入时滞和控制输入故障的方法。首先,基于偏差分离的思想,分别建立含有输入时滞和控制输入故障的一般控制系统与卫星姿态控制系统的数学模型。其次,基于二阶Kalman滤波对控制输入故障以及输入时滞进行估计。最后,对所提出的方法进行了数学仿真验证,特别地,基于“快舟一号”卫星控制系统半物理仿真平台进行了半物理仿真验证,证明了方法的可行性和有效性。     

Observation scheduling problem for AEOS with a comprehensive task clustering

Considering the flexible attitude maneuver and the narrow field of view of agile Earth observation satellite (AEOS) together, a comprehensive task clustering (C...