卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法

    公开(公告)号:CN104503241B

    公开(公告)日:2017-03-01

    申请号:CN201410811455.1

    申请日:2014-12-23

    IPC分类号: G05B13/04 G05D1/08

    摘要: 卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法,涉及卫星控制技术领域。本发明方法为了确定卫星姿态控制系统中转动惯量的精确变化范围。技术要点:首先建立包含不确性的卫星姿态控制系统模型,再制定相应的约束指标,求取合适的H∞状态反馈控制器,最后将上述闭环系统中的不确定性表示为多项式矩阵胞的形式,并用线性矩阵不等式的方法求解出转动惯量不确定性的变化范围。本发明运用多项式矩阵胞的稳定性条件判断出在状态反馈情况下卫星转动惯量的变化范围。本发明在控制器设计阶段考虑了不确定性,并将不确定性对输出的影响作为控制指标,并将闭环系统中的不确定性用多项式矩阵胞的形式表示。

    基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法

    公开(公告)号:CN104590587A

    公开(公告)日:2015-05-06

    申请号:CN201410706026.8

    申请日:2014-11-27

    IPC分类号: B64G1/24

    摘要: 基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法,属于航天器姿态控制技术领域。为了解决卫星推进器布局存在耦合或推进器故障而无法提供三轴解耦控制力矩的问题。它包括:根据实际推进发动机安装位置,求得各个推进器控制力矩;根据时间配比方法,引入推进器控制力矩的工作时间系数通过获得的各个推进器控制力矩与不同时间系数的组合得到实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案;根据确定的可行方案的燃料用于姿态控制的效率,确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级,效率越高,对应可行方案优先级越高;根据实际控制信号和确定的优先级最高的可行方案,确定推进器工作时间向量。用于采用推进器对卫星进行姿态控制。

    卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法

    公开(公告)号:CN104503241A

    公开(公告)日:2015-04-08

    申请号:CN201410811455.1

    申请日:2014-12-23

    IPC分类号: G05B13/04 G05D1/08

    摘要: 卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法,涉及卫星控制技术领域。本发明方法为了确定卫星姿态控制系统中转动惯量的精确变化范围。技术要点:首先建立包含不确性的卫星姿态控制系统模型,再制定相应的约束指标,求取合适的H∞状态反馈控制器,最后将上述闭环系统中的不确定性表示为多项式矩阵胞的形式,并用线性矩阵不等式的方法求解出转动惯量不确定性的变化范围。本发明运用多项式矩阵胞的稳定性条件判断出在状态反馈情况下卫星转动惯量的变化范围。本发明在控制器设计阶段考虑了不确定性,并将不确定性对输出的影响作为控制指标,并将闭环系统中的不确定性用多项式矩阵胞的形式表示。

    适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法

    公开(公告)号:CN104503233A

    公开(公告)日:2015-04-08

    申请号:CN201410705776.3

    申请日:2014-11-27

    IPC分类号: G05B13/04 G05D1/08

    摘要: 适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法,属于航天器姿态控制技术领域。为了解决传统滤波算法无法在高精度姿态控制任务中分离测量噪声和干扰力矩的问题。所述方法包括如下步骤:步骤一、根据待辨识的卫星姿态控制系统,建立带有未知干扰力矩的小量化的卫星姿态控制系统模型;步骤二、根据步骤一建立的卫星姿态控制系统模型获得未知输入观测器,采用获得的未知输入观测器估计包含噪声的干扰力矩;步骤三、采用离散傅里叶变换和离散傅里叶反变换来离线处理步骤二估计的包含噪声的干扰力矩,获得去除噪声后的干扰力矩的估计结果;步骤四、对步骤三中的估计结果采用傅里叶级数拟合得到干扰力矩的数学表达式。它用于在轨卫星进行姿态控制。

    一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法

    公开(公告)号:CN104443432A

    公开(公告)日:2015-03-25

    申请号:CN201410691418.1

    申请日:2014-11-25

    IPC分类号: B64G1/24

    摘要: 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法,本发明涉及一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法。本发明的目的是为了解决卫星在实际轨道转移过程中,存在发动机的推力幅值有限问题和轨道转移过程缺乏自主性及现有轨道转移数值方法计算量大的问题。步骤一:建立卫星轨道动力学模型;步骤二:卫星进入设计的椭圆滑行轨道;步骤三:根据得到的当前位置信息,判断卫星在椭圆滑行轨道中的位置是否满足开机约束条件,当达到开机约束条件后,在开机指令的控制作用下,发动机再次开机,进入第二次推力作用段;步骤四:卫星进入目标轨道。本发明应用于卫星轨道转移制导与控制领域。

    基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法

    公开(公告)号:CN104590587B

    公开(公告)日:2016-08-31

    申请号:CN201410706026.8

    申请日:2014-11-27

    IPC分类号: B64G1/24

    摘要: 基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法,属于航天器姿态控制技术领域。为了解决卫星推进器布局存在耦合或推进器故障而无法提供三轴解耦控制力矩的问题。它包括:根据实际推进发动机安装位置,求得各个推进器控制力矩;根据时间配比方法,引入推进器控制力矩的工作时间系数通过获得的各个推进器控制力矩与不同时间系数的组合得到实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案;根据确定的可行方案的燃料用于姿态控制的效率,确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级,效率越高,对应可行方案优先级越高;根据实际控制信号和确定的优先级最高的可行方案,确定推进器工作时间向量。用于采用推进器对卫星进行姿态控制。

    基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法

    公开(公告)号:CN104483973A

    公开(公告)日:2015-04-01

    申请号:CN201410668391.4

    申请日:2014-11-20

    IPC分类号: G05D1/08 G05B13/04

    摘要: 基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法。本发明涉及一种基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法。解决现有低轨挠性卫星由于较大的气动干扰力矩与自身挠性部件振动导致的卫星姿态跟踪控制精度低的问题。一种基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法,建立地心惯性坐标系和卫星本体坐标系;建立状态空间表达式;确定观测器受到的干扰信号的上界;求解观测器增益矩阵、观测器匹配矩阵和Lyapunov方程矩阵变量;观测后得到滑膜观测器估计模态振动速度量值与滑膜观测器估计模态振动状态量值;将挠性卫星姿态动力学方程改写成误差姿态跟踪控制模型;确定控制律的滑模项增益;根据测量得到的卫星姿态四元数、姿态角速度信息与估计的模态量值对误差姿态跟踪模型采用滑模控制律进行跟踪控制。本发明应用于卫星姿态跟踪控制。

    一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法

    公开(公告)号:CN104443432B

    公开(公告)日:2016-06-15

    申请号:CN201410691418.1

    申请日:2014-11-25

    IPC分类号: B64G1/24

    摘要: 一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法,本发明涉及一种卫星有限推力共面圆轨道自主轨道转移制导方法。本发明的目的是为了解决卫星在实际轨道转移过程中,存在发动机的推力幅值有限问题和轨道转移过程缺乏自主性及现有轨道转移数值方法计算量大的问题。步骤一:建立卫星轨道动力学模型;步骤二:卫星进入设计的椭圆滑行轨道;步骤三:根据得到的当前位置信息,判断卫星在椭圆滑行轨道中的位置是否满足开机约束条件,当达到开机约束条件后,在开机指令的控制作用下,发动机再次开机,进入第二次推力作用段;步骤四:卫星进入目标轨道。本发明应用于卫星轨道转移制导与控制领域。

    基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法

    公开(公告)号:CN104483973B

    公开(公告)日:2017-05-03

    申请号:CN201410668391.4

    申请日:2014-11-20

    IPC分类号: G05D1/08 G05B13/04

    摘要: 基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法。本发明涉及一种基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法。解决现有低轨挠性卫星由于较大的气动干扰力矩与自身挠性部件振动导致的卫星姿态跟踪控制精度低的问题。一种基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法,建立地心惯性坐标系和卫星本体坐标系;建立状态空间表达式;确定观测器受到的干扰信号的上界;求解观测器增益矩阵、观测器匹配矩阵和Lyapunov方程矩阵变量;观测后得到滑膜观测器估计模态振动速度量值与滑膜观测器估计模态振动状态量值;将挠性卫星姿态动力学方程改写成误差姿态跟踪控制模型;确定控制律的滑模项增益;根据测量得到的卫星姿态四元数、姿态角速度信息与估计的模态量值对误差姿态跟踪模型采用滑模控制律进行跟踪控制。本发明应用于卫星姿态跟踪控制。

    适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法

    公开(公告)号:CN104503233B

    公开(公告)日:2017-04-12

    申请号:CN201410705776.3

    申请日:2014-11-27

    IPC分类号: G05B13/04 G05D1/08

    摘要: 适用于卫星姿态控制的干扰力矩辨识方法,属于航天器姿态控制技术领域。为了解决传统滤波算法无法在高精度姿态控制任务中分离测量噪声和干扰力矩的问题。所述方法包括如下步骤:步骤一、根据待辨识的卫星姿态控制系统,建立带有未知干扰力矩的小量化的卫星姿态控制系统模型;步骤二、根据步骤一建立的卫星姿态控制系统模型获得未知输入观测器,采用获得的未知输入观测器估计包含噪声的干扰力矩;步骤三、采用离散傅里叶变换和离散傅里叶反变换来离线处理步骤二估计的包含噪声的干扰力矩,获得去除噪声后的干扰力矩的估计结果;步骤四、对步骤三中的估计结果采用傅里叶级数拟合得到干扰力矩的数学表达式。它用于在轨卫星进行姿态控制。