摘要：控制力矩陀螺群(Control moment gyroscopes,CMGs)作为姿态控制执行机构被广泛应用,但是自身的高频振动特性直接影响星体的姿态精度和稳定度。为能有效地提高星体的姿态精度和稳定度,通过使用六自由度隔振平台处理CMGs产生的高频振动,并对隔振平台的应用进行多任务要求下的协调性研究。建立含有隔振系统和挠性帆板的整星动力学模型,通过对模型的合理简化,得出隔振平台的传递函数特性;分析其和姿态控制系统以及挠性部件相互之间的影响,并得到隔振平台参数设计的约束指标;根据约束指标对隔振平台重要参数进行理论上的设计,并通过数值仿真验证所设计参数的合理性;将所设计的隔振平台运用到整星中,对整星姿态精度和稳定度进行预测,以分析加入隔振平台后,对整星姿态控制精度和稳定度的影响。

摘要：该文研究灵敏航天器快速倾斜机动时微型控制力矩陀螺(MCMG)的参数估算问题。所得到的估算结果可供微型控制力矩陀螺群初步设计时选择设计参数。从航天器的动力学模型出发,给出了倾斜机动模式下MCMG最大框架角速度和输出力矩的估算方法。然后在给定机动任务的前提下,以某小卫星为例,对采用标准金字塔构型的微型控制力矩陀螺群的姿态控制系统进行了仿真验证。仿真结果显示出该估算方法的可行性。

摘要：针对大角度姿态快速机动的航天器姿态控制器进行参数优化设计.采用四元数方法描述航天器的姿态运动,针对一类基于Lyapunov方法设计的姿态控制器,设计了描述控制器全局姿态调整能力的指标,量化了控制器参数对控制性能的影响,采用粒子群算法对控制器参数选择进行优化,避免了传统设计中基于经验选择设计参数,通过引入粒子间信息共享的机制求解优化问题.仿真结果表明:粒子群算法采用简洁的位置和速度更新实现系统寻优,在有输出力矩约束的条件下,进入最优解67 s所需的进化代数为31,可较快收敛到系统全局最优解.

摘要：针对许多空间任务对航天器大角度快速机动能力提出要求的问题,研究了控制器的参数优化设计。基于一类采用四元数描述的大角度姿态快速机动Lyapunov控制器模型,以设计参数为优化变量,时间最优为优化目标,执行机构输出力矩为约束条件,建立了大角度姿态快速机动控制器优化模型。使用混合遗传算法对控制器参数进行了优化设计。仿真结果表明,经优化处理的控制器参数可在满足输出力矩约束条件下有效缩短机动时间。该方法对控制器参数的选择不依赖于设计者的经验,实施起来简单有效。

摘要：针对空间目标捕获任务技术需求,设计了一种基于平面靶标特征点提取的单目视觉线性相对位姿解算方法.提出基于几何指数阈值判别的特征光标提取方法,并采用非线性项变量代换方法,设计了基于特征光标提取的线性相对位姿解算方法,建立了单目视觉相对测量地面实验系统,在模拟目标航天器相对位置和姿态低速动态漂移的条件下进行了试验.测量结果表明,所提出的特征光标提取算法能够有效避免高亮光斑对特征光标提取的不利影响,且相对位姿解算算法具有较好的精度和实时性,相对于传统非线性迭代求解方法,该方法计算量小,求解过程稳定.

摘要：研究航天器的能量/姿控一体化控制系统(IPACS)的设计问题。针对带有4个飞轮(3正交、1斜装)的航天器的IPACS,设计了一个滑动模态姿态控制器。设计了飞轮组的控制律,保证了在储能时,飞轮的转速变化不会对航天器的姿态造成扰动,而且不影响正常的姿态控制,同时实现了姿态控制与能量存储。针对太阳帆板的功率变化特性以及飞轮电机的输入功率限制,提出了一种新的储能功率的规划方案,使飞轮在每个轨道周期内储存和释放的能量达到平衡,同时尽量利用了太阳帆板提供的功率,从而可以有效地减少太阳帆板的面积,减轻太阳帆板的质量。为了验证所设计的IPACS的有效性,给出了一个仿真实例。

摘要：根据集群空间机器人群内各成员功能的差异,设计了合作目标的协同定位方法.首先,采用状态方程建立了集群动力学模型,并基于线性Kalman滤波理论,设计了集中式协同定位滤波算法,为降低集中式协同定位滤波算法的计算量,进一步设计了分布式协同定位滤波算法.研究结果表明,本文分析了所提出的协同定位滤波算法的性能,并通过数学仿真进行了验证其稳定性和精度.

摘要：针对测量设备在多空间机器人在轨服务系统中的配置特点,提出了基于分布式滤波的非合作目标联合定位方法.首先定义了基于多空间机器人的非合作目标联合定位任务,随后建立了联合相对测量模型,推导了多空间机器人相对动力学的一般形式;设计了集中式联合定位滤波算法;在此基础上,为减少滤波迭代过程中的计算量,进一步提出了基于分布式滤波的联合定位算法;采用线性系统能观性理论,对滤波算法的稳定性进行了评估.最后,搭建了半物理实时仿真系统,对基于分布式滤波的联合定位算法进行了仿真验证,仿真结果表明联合定位算法具有较好的稳定性和较高的精度.

摘要：针对地月系L2点不同任务需求下的低耗能转移轨道设计问题,基于不变流形理论与混合优化技术,深入研究了不同月球借力约束与不同幅值Halo轨道的入轨点(简称HOI点)对转移轨道飞行时间与燃料消耗的影响,给出了HOI点选择策略。首先结合任务要求并考虑月球引力影响,在月球借力点施加不同约束条件,通过微分修正算法调整Halo轨道的稳定流形,设计月球到Halo轨道的转移轨道。采用遗传算法与微分修正算法相结合的混合优化策略,在同时考虑地球停泊轨道高度、倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下,对燃料最优的地月转移轨道进行研究。最后,分析月球借力高度、借力方位角和不同HOI点对平动点转移轨道飞行时间与燃耗变化量的影响,对于考虑月球借力的地月平动点转移轨道设计与应用具有重要的参考价值。

摘要：为研究卫星的非线性姿态控制器设计问题,首先给出了带有非线性耦合项以及环境干扰力矩项的卫星姿态动力学方程,然后基于Lyapunov理论设计了一个新的姿态控制器。该方法克服了由引力梯度力矩项引起的控制系统设计的困难,保证了在引力梯度力矩影响下的姿态控制系统的Lyapunov稳定性,同时可通过选择一个参数使系统状态尽可能接近平衡位置。对卫星的姿态动力学模型没有进行线性化及解耦处理,而是保留了模型中小角度所引起的二阶小量,从而保证了姿态控制精度。仿真结果验证了该控制器的有效性。