基于人工神经网络的卫星姿态信号处理

地球遥感卫星的技术难点之一是保持有足够的姿态控制精度．通常卫星的姿态由单一传感器获得,为得到高的姿态精度,需要对多个传感器信息进行综合处理．针对由惯性基准、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态测量系统,提出并设计了带反馈的ＢＰ人工神经网络进行信号处理．研究表明,该方法可以抑制红外地平仪轨道周期误差和卫星进入阴影区时对测量系统的影响,从而使系统的测量精度得以很大提高．     

基于多层前馈网络的卫星姿态控制器

卫星姿态动力学系统与其线性化模型之间的误差会影响姿态控制的精度。应用多层前馈网络对该误差进行建模,并基于此模型和线性系统理论设计了一种新型的卫星姿态控制器,该控制器实现了卫星三轴解耦控制,并使卫星姿态动力系统与其线性化模型的响应误差在最小二乘准则意义下最小。仿真结果表明在俯仰角、滚动角和偏航角机动量均为0.01rad情况下,控制器能够提供较高的控制精度。     

挠性充液卫星姿态动力学建模研究

为了研究带重力梯度杆的充液卫星姿态动力学 ,利用带端质量的等效悬臂梁模型及液体晃动的等效力学模型 ,即一组球面摆和一个轴对称圆盘 ,建立了挠性充液耦合的卫星姿态动力学方程。根据某微小卫星的具体参数 ,利用多变量控制系统极点配置选取了 3个反作用飞轮的控制率 ,通过数值仿真计算 ,得到了刚柔耦合及挠性充液耦合卫星姿态角的变化规律。仿真结果表明 ,采用三轴反作用飞轮控制方法 ,并对挠性振动进行动态补偿 ,可以改善姿态控制精度 ;同时得到了液体晃动对姿态角精度的影响     

用于无陀螺卫星姿态确定的预测UKF算法

为了降低卫星姿态动力学模型误差和初始姿态误差对无陀螺卫星姿态确定的影响,提出了一种预测无迹卡尔曼滤波(UKF)算法。该算法利用预测滤波中的泰勒级数展开方法对未知的卫星姿态动力学模型误差进行估计,然后将其带入UKF中实现无陀螺卫星姿态确定。用三维偏差四元数代替四元数作为状态变量,避免了估计过程四元数单位约束性被破坏的现象。仿真结果表明,当较大的卫星姿态动力学模型误差和初始姿态误差同时存在时,该算法仍能精确地实现卫星姿态确定。     

挠性多体卫星姿态动力学与控制

三轴稳定卫星挠性附件的弹性振动和刚性部件的转动与卫星的姿态运动构成耦合的强非线性系统,因此须设计有效的控制律。该文研究了采用反作用飞轮作为执行机构、带有柔性附件和刚性转动部件的整星零动量三轴稳定卫星的姿态解耦控制问题。导出了卫星的多体系统动力学方程,并给出了部分线性化的形式。进一步利用反馈线性化方法将非线性耦合系统解耦,然后对线性化的系统模型进行状态反馈解耦和极点配置。数值仿真结果表明,该文所设计的控制方法具有很高的姿态控制精度和稳定度。     

手工钨极惰性气体保护焊焊枪姿态的三维传感与分析

针对焊工不能准确描述焊枪姿态调节的经验问题,根据焊枪姿态传感原理开发了基于LabVIEW软件平台的姿态角测量系统,完成了焊接过程中焊枪姿态角测量系统的研制,并采用德国CLOOS公司的弧焊机器人对所设计的姿态角测量系统进行标定与分析.结果表明,所设计的姿态角测量模块的姿态角β与γ和的均方根误差为0.019 6°,姿态角β与α和的均方根误差为0.031 7°,姿态角α与γ和的均方根误差为0.105 8°.通过采集并分析较为熟练的焊工与新手焊工在手工钨极惰性气体保护焊焊接过程中的焊枪姿态数据表明,较为熟练的焊工与新手焊工对焊枪姿态的控制主要体现在姿态角α和β的不同,两者的γ角差异较小,姿态角测量模块能够满足焊枪姿态测量的需要.     

微小卫星姿态确定系统多信息融合滤波技术

采用微小卫星姿态动力学,并针对太阳敏感器/磁强计/卫星导航系统(GPS)接收机多姿态信息融合的特点,提出一种基于融合反馈模式的改进联邦滤波姿态确定方法,各子滤波器只完成量测更新,由主滤波器完成时间更新与预测信息的分配.给出了由四元数描述卫星姿态的误差状态方程和各子系统的量测方程,基于磁强计测量信息,对微小卫星的主要干扰源剩磁进行建模.仿真结果分析表明:基于剩磁建模的姿态动力学模型可有效提高姿态确定的精度;改进联邦滤波算法减少了系统的计算量,保证了可靠性.     

太阳敏感器输出误差测量装置研究

设计完成了一种太阳敏感器输出误差测量装置,其原理简单、成本较低,可以满足大部分太阳敏感器地面测试测量精度的需求。太阳敏感器是卫星动态模拟器敏感器部件的重要组件之一。太阳敏感器输出误差测量是卫星动态模拟器研制和实验操作的一项重要的前期工作,精确测量太阳敏感器误差对以后的理论计算和仿真实验有重要意义。太阳敏感器主要通过测量太阳光线与卫星某一体轴之间的夹角,确定太阳在敏感器本体坐标系中的位置,通过坐标矩阵变换得到太阳在卫星本体坐标系中的位置,最终在卫星的姿态控制系统中求出卫星姿态,即卫星的空间方位。提出了一种新的基于ARM7单片机的数字太阳敏感期输出误差测量装置设计方法。采用高精度数字式二自由度电动转台作为测量装置的基台,用于改变输入角度。采用ARM单片机控制器控制转台的转动角度和转动速度;采用专用的太阳模拟器作为太阳敏感器的输入光源;太阳敏感器的输出角度通过无线模块传送至PC机进行输出处理操作。对比转台角度和太阳敏感器的输出实测角度,可以得到太阳敏感器的输出误差曲线。本测试系统误差来源较少,主要为动力学转台的运动误差和太阳模拟器光源误差。转台的运动控制精度为0.00125mm/(°)。理想情形本装置的测量精度为角...     

一种太阳帆航天器姿态机动控制方法

针对太阳帆航天器挠性模态易激发但难测量的问题,该文研究以控制杆作为执行机构的太阳帆航天器姿态控制。基于控制杆的动力学分析建立了太阳帆俯仰轴刚柔耦合模型。提出了1种姿态机动路径柔化与可测刚体姿态信息反馈控制相结合的太阳帆姿态控制方法。设计了比例积分型状态误差反馈律,并给出了使系统刚体姿态与挠性模态均渐近稳定的充分条件。仿真结果表明,所提控制方法能较好地满足太阳帆姿态调整的快速性与准确性要求。     

基于滑模控制的挠性卫星的自学习模糊控制

将基于滑模控制的自学习模糊控制应用于挠性卫星的姿态稳定控制中.给出了姿态控制系统的设计方法.自学习控制算法利用滑模控制原理和模糊性能判决表在线修改模糊控制器的规则参数.为了解决传统自组织模糊控制对外界信号敏感的问题,基于滑模控制的自学习算法同时考虑了误差状态矢量及其变化趋势,增强了系统的鲁棒性.与传统自组织模糊控制相比,仿真实验结果表明,该控制方法对卫星参数变化不敏感,能有效地抑制卫星的外界干扰及挠性附件的振动,使卫星的姿态角得到准确的控制.     

基于导星电子星图模拟器的卫星控制系统半物理试验方法

为了实现卫星的高精度高稳定度控制,中法天文卫星建立了卫星姿轨控半物理仿真试验系统.对该系统采用导星电子星图模拟器引入仿真闭环进行研究.首先,将导星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学为其提供输入信息.接着,高精度测量单机和高精度控制机构引入到闭环中.然后,粗测量敏感器和粗控执行机构由数学模型替代.最后,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、载荷计算机和整星电源系统组成了实时仿真验证系统.实验结果表明:在地面半物理条件下,可以达到导星进入开小窗条件,y、z轴稳定度达到2(″)/10 s及5(″)/100 s.导星敏感器可以提高姿态测量精度和姿态控制的稳定度.满足控制稳定度在亚角秒级别卫星的要求.     

基于陀螺仪及加速度计信号融合的姿态角度测量

针对在四旋翼飞行器姿态控制中传感器数据存在噪声干扰和测量误差,以致单独使用陀螺仪与加速度计不能得到最优姿态角度的问题,建立陀螺仪和加速度计误差的数学模型,采用卡尔曼滤波方法,实现数据融合,有效地提高了姿态检测系统的检测精度.该方法被成功应用于四旋翼飞行器的飞行姿态角度控制中,验证了其良好的噪声抑制能力,提高了系统对环境变化的适应性.     

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。     

基于超短基线的GPS测姿算法研究

针对超短基线下姿态测量结果稳定性差及可靠性低的问题,提出一种更加可靠稳定的基于超短基线的全球定位系统（global positioning system,GPS）姿态测量算法。构建了扩展卡尔曼滤波（extended Kalman filtering,EKF）模型,并对扩展卡尔曼滤波模型中测量噪声矩阵采用基于卫星高度角模型,得出比较准确的浮点模糊度;联立了载波双差观测方程和伪距双差观测方程,并采用改进模糊度最小二乘去相关平差法（modified least-squares ambiguity decorrelation adjustment algorithm,M-LAMBDA）进行快速模糊度固定解算;利用了滤波法进行姿态解算。实验结果表明,与其他测姿算法相比,该算法可适用于超短基线,能够提高姿态结果的稳定性与可靠性,在基线为20 cm静态环境中,该算法模型航向角的误差方差为0.1左右,航向角的绝对误差为2°左右。在基线为20 cm动态环境中,该算法模型航向角的误差方差为2左右,姿态角的绝对误差为3°左右。     

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.     

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.     

基于滑模观测器的卫星姿态控制系统滑模容错控制

针对卫星姿态控制系统执行机构故障,设计了基于滑模观测器的滑模容错控制律.采用迭代学习算法在线调节观测器滑模项切换增益,设计滑模观测器估计卫星姿态和角速度.在此基础上,将执行机构故障作为系统的未知动态,提出一种对卫星姿态控制系统执行机构故障不敏感的滑模容错控制方法.该方法利用系统输入和状态信息,结合动力学特性实现未知动态估计,以此设计滑模控制律.通过数字仿真验证了该容错控制方法的有效性.     

移动机器人空间姿态测量系统研究与设计

未知环境中机器人的自主导航研究一直是非常具有挑战性的前沿课题,要求机器人在定向移动之前必须先调整好自己的空间姿态;捷联惯性导航对空间姿态信息有明确的定义,具体通过倾斜角、方位角和工具面角来体现;针对目前已公开的空间姿态信息的解算数学模型存在缺陷的问题,结合空间坐标变换、空间直线方程和狗腿角的定义推导出倾斜角、磁方位角和工具面角的数学模型,并利用三轴加速度计和三轴磁强计给出具体的实现方案;测试结果表明:该方案能获得正确的空间姿态数据,倾斜角误差在±0.1°以内,磁方位角和工具面角误差在±1.5°以内,且成本低廉,体积小巧,是测量空间姿态的理想选择。