摘要：由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求 ,小卫星必须具备姿态大角度机动能力 .基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制 ,提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法 .该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪 ,以实现时间较短的姿态大角度机动控制 .仿真结果表明 ,算法鲁棒性好 ,设计简单且易于在轨实时计算 。

摘要：针对具有单目视觉和惯导组件(IMU)的航天器相对导航问题,研究了以量测信息为修正手段的异速滤波算法.异速滤波也就是多速率卡尔曼滤波器,其中滤波过程被分解为量测更新和时间更新,根据实际情况选取滤波器周期,一般可选取频率较快的系统采样周期作为组合导航系统的滤波周期,根据是否有慢速信息决定在滤波时刻进行时间更新或者量测更新.为增强滤波器对观测信息的适应能力,设计利用量测信息对滤波量测噪声阵和状态估计误差协方差阵进行后验修正.理论分析和数学仿真均表明,基于量测修正的多速率卡尔曼算法能够提高滤波器的数据更新频率,同时改善滤波器的性能,提高导航系统的冗余度.

摘要：为解决星内各分系统间的干扰问题和保证小卫星在各种工作状态和条件下都能达到设备间、分系统间和整星系统的电磁兼容 ,结合小卫星的总体电路电磁兼容性设计 ,详细地论述了电磁干扰的来源和途径 ,以及为了解决星内各分系统间的传导干扰和空间敷设干扰而采取的具体措施 .所论述的小卫星总体电路电磁兼容性设计现已通过电测 ,电测结果表明设计合理、运行正常 。

摘要：磁力矩器和反作用飞轮是现代小卫星姿态控制的主要执行机构 .对于具有主动磁控能力的小卫星 ,由于动力学与控制的耦合 ,其动力学系统是一个有约束的非线性系统 .针对小卫星入轨阶段的姿态捕获控制 ,提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法 .仿真表明 ,该算法鲁棒性好 ,设计简单且易于在轨实时计算 ,减少了反作用飞轮的饱和机会 ,与单独使用磁力矩器控制相比 。

摘要：详细论述了小卫星火工品点火控制电路的工作原理 ,元器件的选择 ,为防止火工品误炸所采取的各种安全措施及为避免供电接口可能发生的硬件、软件故障所采取的容错、冗余等技术措施 .论述的小卫星安全性设计及总体电路的可靠性设计经过“北京空间飞行器总体设计部”A、B、C、D4个阶段测试 .电测结果表明设计合理 ,工作正常 ,太阳电池帆板顺利解锁 ,达到设计要求 .

摘要：为了缩短小卫星姿态捕获的时间及提高控制精度,针对卫星入轨后的主动磁阻尼与磁捕获控制,结合磁控力矩约束条件,提出了一种模糊控制算法,针对各轴向的磁偶极子进行了控制器设计.分析结果表明,该算法在输入反馈信号数值较小时,可以显著地改善系统的灵敏度和动态特性.计算机仿真结果表明,该算法鲁棒性好,控制精度高,捕获时间相对较短.

摘要：大角度姿态机动控制技术是高分辨率遥感小卫星的关键技术之一。本文采用瞬时欧拉轴控制算法 ,在星载计算机原理样机的基础上 ,考虑反作用飞轮的饱和特性 ,根据所选择的反作用飞轮和光纤陀螺 ,在单轴气浮转台上进行半实物仿真验证。仿真结果表明 ,所设计的定姿与控制算法简单、有效 ;

摘要：小卫星大角度姿态机动与星载计算机双机容错是现代小卫星的核心技术针对863－2课题研究的微小卫星，对这两项关键技术进行了探讨，同时利用桌面演示系统进行了半物理仿真验证，仿真结果表明：星载计算机硬件系统结构合理，引导程序可靠，验证了线路故障、单机故障的容错原理，实现了双机备份的设计方案，在其中一台出现故障的情况下，成功地实现了控制权限的交接；所设计的控制算法简单、有效，星载计算机满足控制算法对计算速度的要求．

摘要：航天器太阳翼、天线等大部件地面展开过程中需进行重力卸载,目前应用最为广泛的是二维平面滑轨式零重力展开架。针对二维平面滑轨式零重力展开架占用空间大、调平效率低、适用工况相对单一等缺点,提出了一种悬挂在厂房高空中、可伸缩的高精度自动调平装置,该装置可为二维平面滑轨提供安装平台,快速实现二维平面滑轨的高度定位和水平度精调。首先对系统组成进行了介绍;其次,对装置的升降原理、水平度精调原理和消除间隙原理进行了阐述,可确保平台可实现高度调整和水平度调整要求;再次,对整个装置的自由度进行了分析,并给出了调姿策略;最后,完成了装置的安装和测试。结果表明:调平装置可快速实现高度升降和水平度自动调平,升降精度优于0.3mm,调平精度优于0.028mm/m。

摘要：大角度姿态机动是高分辨率遥感小卫星的关键技术之一 .在反作用轮速率饱和限制条件下 ,为获得较短的机动时间 ,在极大值原理和变结构控制理论的基础上 ,提出分步优化的方法 ,设计了次最优控制器 ,避免了直接优化控制存在的困难 .仿真结果表明 :控制算法能在反作用轮速率饱和限制条件下较快地实现姿态大角度机动 ,具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点 .