摘要：空间充气展开绳网系统在空间捕获中具有自身特殊的优势:占用体积小,展开后捕获范围大,且绳网由充气杆支撑,结构更加稳固,比空间飞网系统更加具有应用潜力。基于绝对节点坐标法(Absolute node coordinate method,ANCF)建立空间充气展开绳网捕获系统动力学模型,应用Hertz理论建立柔性体碰撞动力学模型,对系统进行动力学仿真分析。仿真表明,静力学和振动分析能够为机构力学参数选型提供参考,相比充气杆末端激励,绳网中部受到激励时对捕获机构振动影响更大;机构收口拉力随着充气杆刚度的增加而增大,对充气杆的放气处理可以降低其刚度,从而减小收口拉力,约为原来的10%,易于收口机构的设计。通过对期望目标的捕获仿真,分析了影响收口过程的关键指标,证明了捕获策略的合理性和动力学模型的准确性。研究结果能够对空间充气展开绳网捕获系统设计提供有效的依据。

摘要：针对卫星姿控系统的鲁棒故障诊断问题,在未知输入观测器(UIO)基础上,提出利用非线性未知输入观测器(NUIO)对执行机构和敏感器故障诊断.考虑姿控系统存在外部干扰以及系统不确定性,建立姿控系统非线性模型,设计NUIO对部分干扰和系统不确定性解耦,令未解耦部分到系统残差H∝范数作为性能指标使之最优,运用线性矩阵不等式(LMI)求解观测器增益矩阵.最后,对执行机构和敏感器发生突变故障和缓变故障进行诊断仿真,结果验证此方法的有效性.

摘要：为提高故障系统的性能,研究了一类时滞不确定系统的鲁棒容错控制问题.针对一类典型的线性时滞不确定系统中执行机构和敏感器发生可修复故障的情况,采用线性矩阵不等式(LMI)方法,设计一种输出反馈H∞鲁棒容错控制方法,使得系统利用余下的部件仍然能稳定工作,并满足给定系统指标.将该方法在卫星姿态闭环控制系统中进行了数学仿真验证.

摘要：基于陶瓷化铝板设计了单层防护屏结构和双层防护屏结构,利用二级轻气炮对其进行高速撞击实验。用于模拟空间碎片的2017铝球弹丸直径分别为3.97 mm和6.35 mm,撞击速度为1.64~4.96 km/s。分析了铝板表面陶瓷层对防护结构高速撞击损伤及防护性能的影响。结果表明：防护屏表面的陶瓷层可使单层防护屏结构抵御更大速度范围的粒子撞击;以表面陶瓷化铝板为首层防护屏的铝网填充式防护结构有助于撞击粒子的首次破碎以及次生碎片的撞击动能吸收。

摘要：由于微纳卫星反作用飞轮的输出力矩与气浮转台的干扰力矩属于同一量级,故无法直接采用气浮转台实现微纳卫星姿态动力学仿真及姿控系统的地面试验验证。为了解决这一问题,设计并研制了主动补偿式超低干扰力矩气浮转台。对气浮转台的干扰力矩进行分析,提出了3种减小干扰力矩的方法:通过优化设计,降低了黏滞阻尼力矩;通过配置斜向节流孔,并单独供气,产生大小可调的主动涡流以抵消气浮轴承的固有涡流,从而降低涡流力矩;利用气浮轴承的摆动特性实现高精度平衡调节,减弱了重力诱导力矩。最后,设计了微小力矩测量装置,测量了剩余干扰力矩并基于测试结果来指导涡流力矩和重力诱导力矩补偿过程。测试结果显示:气浮转台实现的干扰力矩小于5×10-5 Nm,小于反作用飞轮的最小输出1×10-4 Nm,满足微纳卫星姿态动力学及控制的地面验证需求。

摘要：研究了以控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星姿态控制系统控制律和操纵律的一体化设计.首先,采用4个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)构成典型的金字塔构型的CMG,并根据CMG的框架轴轴承会逐步退化建立CMG动力学模型.然后,基于自适应控制思想,设计控制律和操纵律一体化的控制器,同时考虑到为避免CMG奇异性影响,基于Lyapunov理论证明其组成的闭环系统渐近稳定.最后,通过建立敏捷小卫星闭环姿态控制系统对算法进行仿真验证,仿真结果表明该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星快速姿态机动.

摘要：研究了卫星编队无角速度测量信息且采用局部信息交互时的姿态协同控制问题。以四元数为姿态描述手段,采用超前滤波方法重构星体绝对和相对角速度信息,设计了基于输出反馈的分散姿态同步和跟踪控制器。利用Barbalat引理和代数图论等对闭环系统的全局渐近稳定性进行了理论分析和证明。以六星编队为背景的数值仿真进一步验证了算法的有效性。

摘要：研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制。首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案。然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度;为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律。最后,通过在"试验三号卫星"的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证。仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论。

摘要：针对星上敏感器测量坐标系高精度标定的需求,提出一种空间矢量自准直测量方法,采用光电自准直经纬仪、卫星转台、基准镜阵列和坐标平移系统等,实现立方镜镜面法向矢量之间夹角的高精度自动化测量。给出空间角测量模型,基于误差传播原理推导出误差模型,并证明不确定度上限;仿真分析传感器精度对空间角测量误差的灵敏度,并在此基础上进行误差分配;设计并研制星上敏感器空间矢量自准直测量系统,对光电自准直经纬仪的转角精度、两轴垂直度和整个系统的空间角测量精度等进行试验标定;结果表明,光电自准直经纬仪转角精度优于0.6″、两轴垂直度优于0.2″,空间角测量精度优于3″,验证所提出方法的有效性、误差分配的合理性和设计方案的可行性,可为高精度星上敏感器的自动化测量标定系统的开发和应用提供参考。

摘要：传统的认知无线电技术主要针对主用户和感知用户静止的认知网络,近年来对于用户移动性的研究逐渐成为了研究热点。认知网络在多媒体接入技术中应用广泛,而多媒体接入技术的协议多是基于时间分配的,本文对主用户移动场景下感知用户的时间分配方法开展了研究工作:首先构建了认知无线电网络下主用户在感知用户的干扰域内和干扰域外的时间分配模型,并从用户移动的角度给出了单个感知用户可用的传输时间,并提出了感知时间门限的问题,即由于主用户的移动性,频谱感知算法的感知准确性不会因为感知时间的延长而提高。之后为了给出实际中可以应用的时间参数设计方法,特别针对随机模型中最为常用的随机游走模型,给出了单感知用户占用频谱情况下最优传输时间和感知时间门限的表达式,并进行了仿真实验以验证方法的正确性。