摘要：主要研究中继卫星H∞回路成形姿态稳定控制问题。中继卫星具有弱阻尼的柔性模态频率和晃动模态频率,并且模态频率具有不确定性,同时系统增益也存在有较大的变化。首先利用拉格朗日方程建立了该卫星的动力学方程,描述了系统存在的结构不确定性,然后设计了H∞回路成形控制器。在设计过程中,首先提出了控制系统所需要满足的鲁棒稳定性和鲁棒性能指标;随后利用H∞回路成形理论设计了卫星的姿态稳定控制器,利用ν间隔度量方法对所设计的控制器进行了降阶处理,并且对所设计的控制器进行了鲁棒稳定性和鲁棒性能分析;最后通过数学仿真证明了所设计的控制器的有效性。

摘要：文中研究对象是带有太阳电池阵和天线等大挠性附件且太阳电池阵驱动的对地观测卫星.抑制太阳电池阵和天线挠性振动及太阳电池阵驱动对星体姿态影响是系统设计的目的.为此,选用带宽隔离法、坎值滤波器法对附件振动进行抑制;同时,针对卫星特殊飞行姿态所导致的通道间惯性耦合,设计了解耦算法给予解决;设计了具有低通滤波特性的外环修正回路,消除惯性基准单元的漂移误差及安装误差.将设计结果应用于对象模型并加入所有误差源后,进行仿真验证,系统设计结果满足给定的指标要求并有较大裕度.

摘要：研究了异面低地轨道（ＬＥＯ－ＬＥＯ）变轨过程中，气动辅助轨道转移飞行器（简称ＡＯＴＶ）在大气内飞行的最优闭环导引律的一种设计方法．对气动辅助轨道转移飞行器大气内飞行的动力学模型进行合理的简化和近似，将ＡＯＴＶ燃料最省的指标转化为大气出口速度极大条件的性能指标，然后应用最优控制理论，经数学推导得到了控制变量与飞行器状态的解析关系，即ＡＯＴＶ近最优导引律．数学仿真验证了所设计的导引律是正确可行的．

摘要：研究了使用反作用推力作为执行机构的姿态控制系统 ,针对挠性飞行器姿态机动控制 ,给出了命令整形时间燃料优化设计方法 .在机动过程中 ,挠性振动对机动时间、燃料消耗和机动精度具有很大的影响 ,文中给出了挠性振动抑制手段 ,使机动完成的同时 ,振动得到有效抑制 ,由于振动频率和振动阻尼不易精确参数化 ,所以考虑挠性振动抑制设计方法对振动频率和振动阻尼的鲁棒性设计问题 。

摘要：针对中继卫星单址天线与星体之间存在耦合效应以及单址天线需要高精度指向用户卫星的特点,将天线驱动控制系统作为星上一个相对独立的系统进行了设计。首先推导出了由两相永磁步进电动机驱动单址天线转动的动态方程,描述了系统存在的模型不确定性。考虑到步进电机的非线性特征,用DQ变换进行了反馈线性化处理,在此基础上设计了天线驱动控制系统的H∞回路成形控制器,并对所设计的控制器进行了鲁棒稳定性和鲁棒性能分析。数学仿真表明:提出的控制策略能使单址天线获得较高的指向精度,同时减小天线对星体平台的耦合影响。

摘要：研究了大型柔性卫星平台H∞回路成形姿态稳定控制问题。首先利用拉格朗日方程建立了该卫星的动力学方程,描述了系统存在的非结构不确定性,然后设计了H∞回路成形控制器。提出了控制系统所需要满足的鲁棒稳定性和鲁棒性能指标,随后利用H∞回路成形理论设计了卫星的姿态稳定控制器,最后通过数学仿真证明了所设计的控制器的有效性。

摘要：天线空间扫描过程是建立中继卫星系统星间链路的关键阶段之一。首先分析比较了水平行扫、螺旋扫描和分行螺旋扫描策略,并根据分析结果,结合轨迹预处理算法,设计了一种变速分行螺旋扫描策略。然后采用蒙特卡罗仿真分析了用户星天线开环回扫指向精度,近似确定了天线空间扫描的范围。最后通过仿真比较等速分行螺旋扫描和变速分行螺旋扫描策略,并仿真了用户星天线捕获中继卫星的过程,通过仿真结果证明所设计的变速分行螺旋扫描具有一定的工程应用价值。

摘要：研究了空间飞行器向小天体着陆阶段基于导航相机和激光测距仪的自主光学导航方案。采用扩展卡尔曼滤波方法设计了导航滤波器。利用数值仿真验证了其系统性能 ,并着重分析了测量误差、初始状态误差、参数误差等各种误差源对导航滤波器的影响。

摘要：采用Matlab的Simulink组件设计了转台的位置伺服系统,并进行数学仿真验证。结合Matlab的xPC组件,搭建实时仿真平台,进行半物理仿真。为了实现转台的位置伺服稳定无超调,引入安排过渡过程的设计方法,实验结果表明xPC平台具有实时性,易构造,易操作等优点。

摘要：结合重叠圆锥曲线方法 ,针对着陆型和月球卫星型两种类型奔月转移轨道 ,给出了一种奔月转移轨道的快速设计方法。该方法是一种无需轨道数值积分的纯代数计算方法 ,直接从目标轨道参数出发 ,具有计算速度快、精度高的特点 ,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点 ,可用于这两类奔月转移轨道的初始设计。该方法可为精确轨道计算提供较好的初值 ,大大缩短了轨道精确计算所需的时间。同时还针对地球扁率 (J2 )的影响 ,给出了一种修正方法 。