卫星轨道控制期间, 轨道控制推力会激振挠性太阳帆板, 从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型, 分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性, 设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响, 验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。

摆动地球敏感器是地球同步通信卫星控制系统的重要部件。这种敏感器主要用于卫星的姿态测量, 测量量作为控制系统的输入信号计算控制输出量。摆动地球敏感器有4个探测器, 目前在轨卫星的基本使用方法均为至少使用3个探测器的测量信息进行姿态确定。本文给出了使用2个探测器测量确定卫星姿态的计算方法, 并结合实际情况给出了使用策略。这种姿态确定方法大大拓宽了地球敏感器的使用范围, 增加了地球敏感器的冗余性, 延长了部件的使用寿命。

根据空间机动服务平台的特点, 对推进剂在轨补给技术进行了研究, 提出了一种空间机动平台推进剂在轨补给方案, 即基于表面张力贮箱作为加注箱和接受箱的双组元推进系统的在轨加注方案。该方案具有如下优点:与现有卫星推进系统相匹配, 改动量最少;没有使用任何活动部件, 提高了系统的可靠性;产生的热量比倍压式要少, 便于缩短加注时间, 提高加注的可靠性和安全性。依据这一方案对空间机动平台在轨补给系统进行了详细设计。

控制力矩陀螺是一种具有力矩放大特性的惯性执行机构, 通常应用于大型航天器姿态控制。近年来, 随着相关技术的发展, 对基于控制力矩陀螺的中小卫星快速机动平台的需求日益迫切, 这不仅需要控制力矩陀螺能够输出大力矩, 而且要具有较高的力矩输出精度。本文结合工程实践, 提出一种框架转速精度测量方法, 以及一种采用正弦永磁同步电机, 基于转子磁场定向的矢量控制方案。该框架控制方案中引入摩擦力矩观测器及其补偿算法, 在控制回路中通过对摩擦力矩的补偿, 可有效提高框架驱动控制系统的稳定性和动态性能。

不良的ROBDD变量排序会引发状态空间爆炸的危机, 从而影响形式验证方法的推广和使用。通过对CUDD数据包中ROBDD遗传变量排序算法的研究, 利用变异操作和保留最优个体的时代繁殖操作对原算法进行了改进。实验数据表明, 改进后的算法在可以容忍的运行时间内减少了ROBDD的节点数目, 在一定程度上缓解了形式验证中状态空间爆炸的危机。

研究了基于修正罗得里格参数的刚体卫星在控制输入受限时的姿态控制问题。首先提出了一种全状态反馈姿态控制器的设计方案, 并通过李亚普诺夫方法证明了闭环系统零平衡点的全局稳定性。然后针对姿态角速率信号不可测量的情形, 设计了一种仅依赖修正罗得里格参数信息的输出反馈控制方案。另外, 通过在所提出的控制方案中引入双曲正切饱和函数, 推导出只需控制参数的选取满足某一限制条件, 就能有效地抑制控制输入的饱和问题。仿真结果表明, 所设计的控制方案有效、可行。

结合SODERN公司新的地球红外辐射模型, 对工作在倾斜轨道上的摆动扫描式红外地球敏感器由于地球红外辐射波动造成的姿态测量误差进行了分析, 并对其不同季节时的误差进行了数学仿真, 最后得出了不同季节的姿态测量误差。结果表明地球的红外辐射波动对俯仰和滚动姿态测量造成的误差最大值分别为0.16°和0.06°。