空间控制技术与应用

Select 三轴零动量卫星在轨转偏置动量控制的设计与实现

袁军, 魏懿, 王哲, 王淑一, 傅秀涛, 王新民, 王胜刚, 周剑敏

2013, 39(2): 1-5. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.001

摘要 ( 929 )

PDF (1078KB) ( 779 )

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针对资源一号02B卫星运行中主份陀螺失效的问题，提出了通过在轨注入偏置动量控制程序到控制计算机（AOCC），将三轴零动量控制系统转为偏置动量控制加磁控的方案.给出了整星偏置动量控制器设计，通过在轨飞行数据分析了该方案的实施效果.该卫星转为无陀螺的偏置动量控制的成功经验，为三轴零动量卫星在关键部件(如陀螺、动量轮等)故障时实现高可靠运行提供了一种设计方案.

Select 椭圆三体问题中的时间周期不变流形

祁瑞, 徐世杰

2013, 39(2): 6-9. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.002

摘要 ( 1008 )

PDF (1206KB) ( 701 )

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借助有限时间Lyapunov指数（FTLE）定义拉格朗日拟序结构（LCS），并以单摆系统为例阐述LCS与动力系统中不变流形之间的联系.利用LCS研究椭圆限制性三体问题（ER3BP）中的时间周期不变流形的性质.采用数值方法验证得到了两点结论：时间周期不变流形的内部是穿越轨道集，外部是非穿越轨道集；时间周期不变流形是轨道的不变集.

Select 基于Tersoff-Brenner势的航天器群图形编队研究

曾志峰, 汤一华, 陈士橹, 徐敏

2013, 39(2): 10-16. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.003

摘要 ( 1043 )

PDF (1325KB) ( 688 )

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从分子动力学模拟角度提出了一种分布式航天器群导航控制方法，可使行星中心开普勒轨道上的航天器群在有限的感知信息条件下自发实现图形编队.该法基于人工势场技术，主要分为两个部分：改造自C-W方程的外围全局汇聚势场和基于Tersoff-Brenner势的局部塑形势场.前者将各航天器导引至预设汇聚点附近，后者进一步使各航天器自我调整彼此相对位置，最终编成期望构型.此外，引入一速度依赖型耗散项以确保任意初始分布条件下图形编队均收敛.通过地球同步轨道上航天器群正四面体构型（含中心，即金刚石结构单元）编队仿真，验证了所提方法的有效性和优越性.将编队脚本简单修改，该法还可方便用于其它类碳元素同素异形体构型的塑造，如石墨晶体结构单元正六边形等.

Select 基于线性协方差分析的接近天体在轨导航方法研究

徐超, 黄翔宇, 王大轶

2013, 39(2): 17-23. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.004

摘要 ( 702 )

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针对深空探测接近段自主导航高精度、高可靠性和实时性的要求，提出在轨融合光学测量信息和无线电测量信息的接近段自主导航方法.为选择合适的光学测量信息和无线电信息在轨融合，结合线性协方差分析方法和基于B平面参数的误差分析方法，分析了不同光学观测信息和无线电测量信息在轨融合的导航方案，说明了提出的自主导航方法可有效提高导航精度，并对光学观测信息的选择给出了合理的建议.基于蒙特卡罗打靶的仿真分析验证了所提出分析方法的有效性.

Select 挠性航天器滑模变结构控制及抖振抑制研究

钟晨星, 郭毓, 周川, 陈庆伟

2013, 39(2): 24-29. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.005

摘要 ( 783 )

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针对挠性航天器姿态滑模变结构控制中存在的抖振问题，提出了一种改进的滑模变结构控制律.在滑模“边界层”法的基础上，用更为光滑的“反正切”函数替代饱和函数，以抑制抖振.在滑模控制器的到达运动控制律中引入滞后因子以减小机动初始时刻控制所需的最大控制力矩，避免由此引起的挠性附件振动.仿真结果表明，所设计的改进滑模变结构控制律不仅能够有效抑制抖振，而且对航天器自身参数摄动具有良好的鲁棒性.

Select 基于线性最小均方差估计的星敏感器故障诊断

袁泉, 何英姿, 邢琰, 熊凯

2013, 39(2): 30-35. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.006

摘要 ( 914 )

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针对使用两个星敏感器进行姿态测量的三轴稳定控制系统,利用星敏感器输出值与陀螺输出值的解析冗余关系,通过设计两个滤波器实现对不同星敏感器的故障隔离.考虑到陀螺测量噪声以乘性噪声的形式出现在姿态运动学方程中,利用陀螺输出测量值和目标星敏感器的测量值,采用线性最小均方差估计器得到包含目标星敏感器故障信息的残差; 以无故障情况下残差的统计方差为基础得到阈值,通过检验残差评价值是否超过相应的阈值,实现对目标星敏感器故障的检测; 分别将两个星敏感器作为目标星敏感器,综合两个故障检测结果隔离故障.对星敏感器出现测量偏差和精度逐渐下降两种故障的仿真验证了该方法的有效性.

Select Walker星座摄动分析与保持控制策略

姜宇, 李恒年 , 宝音贺西

2013, 39(2): 36-41. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.007

摘要 ( 993 )

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针对运行在中高轨道上的全球Walker星座的构形长期保持控制问题，通过分析星座卫星的轨道摄动及构形相对漂移，研究了星座构形长期保持的控制方法及控制策略.对于星座构形的保持，研究了星座构形摄动补偿法，提出了星座构形数值微分修正法.最后给出了全球星座构形长期保持控制策略并进行了仿真验证，仿真分析表明，星座构形数值微分修正法比构形摄动补偿法具有更高的控制计算精度.

Select 考虑燃料晃动效应的航天器自适应滑模姿态控制

邢健, 齐瑞云

2013, 39(2): 42-47. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.008

摘要 ( 781 )

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针对一类带有球形储液箱的航天器，在将其等效为单摆模型的基础上，分析了系统方程的特点，将系统的状态变量分为两部分，并考虑到在航天器机动过程中燃料消耗作用的影响，导致系统方程中的三个重要参数发生变化.基于以上原因，设计了一种自适应分层滑模控制器，采用李雅普诺夫函数法求取自适应控制律和总的控制量，保证闭环系统的稳定性.最后通过仿真验证这种控制器设计不仅可以使系统姿态在短期时间之内达到稳态，还同时抑制了液体晃动产生的影响.

Select 一种飞轮密封罩优化设计方法

齐明, 张绍卫, 林言丽

2013, 39(2): 48-52. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.009

摘要 ( 734 )

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研究飞轮密封罩的结构优化设计方法.首先综合分析了利用凸弧和凹弧构建密封罩结构外形曲线的设计思路，在此基础上提出凹凸弧方案；进而据此推导出凹弧弓高极值，构建一系列飞轮密封罩结构模型；最后以某飞轮密封罩为分析对象，利用有限元技术研究其稳定性等性能随外形参数的变化规律.这种新的设计思路可对类似产品结构的设计提供指导.

Select 静止轨道卫星连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略

常建松, 李全军, 袁勇

2013, 39(2): 53-57. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.010

摘要 ( 724 )

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参考地球静止轨道卫星传统东西位置保持控制原理，提出连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略.在摄动分析基础上，给出该策略的控制流程以及控制参数计算公式，进行了轨道参数、姿态控制和角动量管理三方面的影响分析，仿真验证了该策略作用下卫星半长轴、偏心率和平经度的变化趋势，结果表明新策略可以长期有效地控制卫星平经度在漂移环范围内，并具有控制流程简单，位保精度高等优势.

Select 微重力环境下大叶片板式贮箱内流体行为的数值仿真与试验验证

胡齐, 李永, 潘海林, 李泽

2013, 39(2): 58-62. doi:10.3969/j.issn.1674-1579.2013.02.011

摘要 ( 744 )

PDF (1517KB) ( 813 )