空间控制技术与应用

Select 飞向晕轨道的探测器轨道优化

胡少春, 孙承启, 刘一武

2010, 36(4): 1-5.

摘要 ( 298 )

PDF (1584KB) ( 423 )

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晕轨道的稳定流形为从地球到晕轨道的转移轨道设计提供了便利.以往都采用在晕轨道上的目标点施加脉冲,这样,稳定流形只是为转移轨道的设计提供一个初始猜想,探测器并没有运行在稳定流形上,因而并未真正利用稳定流形节省燃料的优势.利用基于序优化理论的微分修正法,研究从晕轨道近地点稳定流形上不同点进入稳定流形所需要的燃料消耗,寻找燃耗最少的转移轨道.仿真表明,对于晕轨道近地点入轨,找到的稳定流形射入点机动比以往的晕轨道入轨点机动节省约33%的燃料消耗.此外,还对晕轨道上不同入轨点的入轨代价进行了研究,得到了晕轨道近地点入轨的最小燃耗解.

Select 基于并联贮箱结构的卫星推进剂剩余量测量方法

魏延明, 宋涛, 梁军强

2010, 36(4): 2-30.

摘要 ( 364 )

PDF (719KB) ( 505 )

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星上推进系统推进剂剩余量测量是卫星在轨管理的重要工作,事关卫星剩余寿命估计和离轨时机的选择,对于提高卫星效率具有重大的意义.中国现有的推进剂剩余量计算方法只适用于传统的双贮箱结构,不适用于桁架式卫星平台的多贮箱并联结构,为此必须开发新的计算方法,同时提高计算精度.比较多种推进剂剩余量测量方法,重点论述两种可用于并联贮箱结构的测量方法.

Select 行星探测器GNC系统自主安全模式设计

杨巍, 黄江川, 王晓磊

2010, 36(4): 6-11.

摘要 ( 342 )

PDF (1443KB) ( 485 )

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针对行星探测器GNC系统自主生存能力要求高的特点,设计具有黄极捕获功能的惯性安全模式和无惯性系定向支持的应急安全模式.描述安全模式下姿态确定与控制任务,提出相应的方案.通过对安全模式的任务分析可知,该模式下探测器可以自主进行姿态机动,保证能源供给和星地通信链路建立.

Select 基于特征模型的再入飞行器制导律设计

张钊, 胡军, 王勇

2010, 36(4): 12-17.

摘要 ( 386 )

PDF (1836KB) ( 512 )

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研究了一种大升阻比的高超声速飞行器的再入制导问题.应用基于特征模型的自适应控制理论,提出了一种跟踪参考阻力加速度的制导方法,同时通过跟踪飞行方位角,来修正飞行器侧向航程.这种基于特征模型的自适应控制方法不需要通过数据拟合来获得气动升力与阻力的解析表达式,克服了飞行器在再入飞行中,气动数据不断变化时造成的困难.通过跟踪飞行方位角来修正倾斜角指令,可以获得比倾斜角翻转方法更精细的对侧向航程的控制能力.六自由度仿真结果表明,文中设计的制导方法可以达到调整侧向航程的目的,但其代价是损失总航程.

Select 包含密集模态的空间结构的模糊主动振动控制

刘潇翔, 胡军

2010, 36(4): 18-24.

摘要 ( 514 )

PDF (2497KB) ( 497 )

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分析和总结了典型密频系统特性及其对控制的影响.针对密频系统的模态不稳定特性及密集模态的低可控度问题,引入一定数量的压电类智能结构作为传感器和作动器,基于独立模态空间设计了针对结构包含密集模态的参数自调整模糊主动振动控制系统.该系统对密频系统的不确定性和溢出干扰项具有鲁棒性,且能充分利用作动器的作动能力,在作动能力有限的前提下,相比于传统控制方法可更为有效地抑制结构振动.最后以典型密频系统在轨工作时受到的两种主要激励模式为例,仿真证实了该方案的正确性和有效性.

Select 一类卫星推力器布局的多目标优化设计方法

林波, 武云丽

2010, 36(4): 31-35.

摘要 ( 329 )

PDF (1003KB) ( 433 )

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针对一类卫星平台的推力器布局进行优化方法建模,给出推力器布局设计原则和优化指标,将推力器布局问题转化为一个多约束多目标寻优问题.最后对IntelSat-Ⅶ/ⅦA推力器布局进行优化设计,优化结果达到了预期效果,验证了本文方法和指标的有效性.

Select 复杂推力器配置控制能力的性能指标及其应用

王敏, 解永春

2010, 36(4): 36-41.

摘要 ( 347 )

PDF (1357KB) ( 453 )

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针对多个推力器斜装且耦合强的复杂配置情况,首先基于矩阵范数理论提出一种适用于分析复杂推力器配置控制能力的性能指标--最小上界指令,给出其计算公式,并通过算例验证了该性能指标在评价配置控制能力的有效性;然后讨论推力矢量的幅值和几何分布对于该性能指标的影响;基于该性能指标,建立一个含参数配置阵的优化设计非线性规划模型,讨论了以增强配置控制能力为目标进行配置参数优化设计的方法.

Select 接口电路中的抗干扰技术

李秀莲, 孙定浩

2010, 36(4): 42-45.

摘要 ( 289 )

PDF (871KB) ( 494 )

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设计两种将星上计算机控制器指令信号输出端与部件输入端连接的接口电路.它能抵抗从计算机控制器指令信号输出端发出的宽脉冲干扰,并能将控制器指令信号变换为部件所需的驱动信号.文中给出一些解析结果,可用来根据抗干扰要求和驱动要求计算接口电路中各主要元器件的参数值.

Select 一种高稳定度太阳帆板驱动机构控制方法

张猛, 祝晓丽, 陆娇娣, 耿远迎, 王友平

2010, 36(4): 46-49.

摘要 ( 390 )

PDF (1353KB) ( 601 )

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为了提高低轨遥感平台卫星用太阳帆板驱动机构(SADM,solar array drive mechanism)的速率稳定度,降低太阳帆板转动对星体姿态稳定度的影响,在对SADM驱动原理分析和驱动性能测试的基础上,明确了步进电机定位力矩对速率稳定度的影响,并提出了定位力矩补偿方法.在SADM转速和转矩测量平台上,对定位力矩补偿的驱动控制效果进行了测试和对比分析,测试结果表明,采用定位力矩补偿控制方法可以将SADM的速率稳定度提高约一倍.

Select "人在回路"的载人航天器控制系统地面验证平台设计

任煜, 李彬, 李志宇

2010, 36(4): 50-53.

摘要 ( 382 )

PDF (1637KB) ( 513 )

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针对载人航天器"人在回路"的特点,在评价现有人控交会对接试验系统特点的基础上对地面验证系统设计原则进行归纳,提出一种载人航天器人工控制系统地面验证平台设计方案.该方案在继承以往航天器自动控制系统地面测试系统设计要点的基础上将"人"纳入控制闭环中,确保了载人航天器人工控制系统地面验证真实性.最后对平台的信息流回路、光学变换器等关键技术进行了阐述.

Select 卫星编队飞行相对轨道动力学模型的比较及选用

苏晏, 黎康

2010, 36(4): 54-58.

摘要 ( 401 )

PDF (961KB) ( 657 )

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基于动力学方法推导了几种编队飞行相对轨道动力学模型.分析比较了引力项线性化以及J2摄动引起的模型误差的数量级,给出了模型选取的参考准则以及适用条件,分析了不同模型的适用性.最后选取太阳同步轨道和静止轨道作为数值算例,选取合适的相对轨道动力学模型,验证模型选取准则的有效性.仿真结果表明一定范围内考虑J2摄动能提高精度,而超出一定范围J2的引入只会增加复杂性,因此提出的模型选取准则对相对轨道动力学模型的选取有一定的参考价值.

Select 基于神经网络动态逆的动力伞飞行控制方案

钱克昌, 陈自力, 李建

2010, 36(4): 59-62.

摘要 ( 313 )

PDF (720KB) ( 439 )

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动力伞飞行控制系统为复杂的非线性系统,通过对神经网络逼近逆系统的原理分析,提出一种由静态神经网络和积分器组成的动态神经网络,设计了基于神经网络动态逆方法的飞行控制方案,进行了飞行仿真验证,结果表明该方法完全满足系统控制的稳定性和鲁棒性要求,并具有良好的抗干扰能力.