中国空间科学技术

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SGCMG框架伺服系统动力学建模与低速控制

金磊, 徐世杰

2010 (6): 1-10.

摘要 ( 3820 )

PDF(531KB) ( 2870 )

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)框架伺服系统内部存在的各种干扰会严重影响陀螺的力矩输出精度。为了实现力矩输出的高精度控制，需要对框架伺服系统进行精确动力学建模与控制。通过对作用于航天器上SGCMG的详细动力学分析，建立了框架伺服系统动力学模型，其中考虑了动静不平衡干扰力矩以及摩擦力矩。基于正弦永磁同步电机，利用自抗扰理论设计了框架伺服系统内外环控制器。仿真结果表明，在忽略转子不平衡所引起的高频干扰力矩的前提下，此控制器能对内外环存在的所有建模及未建模干扰进行准确估计和补偿，保证了框架的高精度控制。通过仿真还得到了转子不平衡对框架控制精度的影响量级，将为进一步研究如何抑制不平衡振动提供参考依据。

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基于航天器姿轨耦合模型的非线性前馈控制

铁钰嘉, 岳晓奎, 曹静

2010 (6): 11-16.

摘要 ( 5242 )

PDF(322KB) ( 2388 )

对于航天器编队飞行和交会对接来说，精确的相对轨道和姿态模型尤其重要，而单独考虑相对轨道模型无法满足其高精度要求，因此从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数（MRPs）表示的姿态运动学方程出发，建立了六自由度的相对动力学方程。在模型建立过程中考虑了耦合和非线性因素，保证了模型的精度。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性前馈控制律，并通过李雅普诺夫直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真算例验证了建立模型和控制律的有效性。

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椭圆轨道卫星空间任意位置悬停的方法

朱亚文, 闫野

2010 (6): 17-23.

摘要 ( 3745 )

PDF(364KB) ( 2930 )

对任务星施加持续的控制加速度,使其在飞行过程中相对于目标卫星的空间位置保持不变,即实现任意位置悬停飞行。通过对任务星与目标星的相对运行分析和重力差异补偿分析，给出了在飞行过程中任务星相对于运行在椭圆轨道上的目标星实现任意位置悬停所需的径向、切向和法向控制加速度公式。最后对典型悬停飞行过程进行了动力学仿真，并对不同悬停飞行任务的能量消耗进行了对比分析，表明在一段时间内对任务星进行轨道悬停是可行的。

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基于CEI的航天器交会对接段的轨道监控

李晓杰, 杜兰, 黄金, 潘玲

2010 (6): 24-30.

摘要 ( 3016 )

PDF(333KB) ( 1971 )

文章探讨了CEI技术在飞船交会对接远程导引段的实时监控的能力，采用单一绝对滤波器的方案进行实时轨道计算，仿真结果表明：采用滤波稳定后固定模糊度的方法可以提高轨道的滤波解精度，相对轨道位置精度可达十米级，速度精度可达厘米每秒级，满足远程导引段的精度指标。

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基于STLS的卫星惯量矩阵在轨估计

林佳伟, 王平

2010 (6): 31-38.

摘要 ( 5715 )

PDF(384KB) ( 3109 )

提出了一种采用结构总体最小二乘（Structured total least squares, STLS）进行卫星惯量矩阵在轨估计的方法，与当前估计方法相比，该方法在考虑敏感器测量噪声时能获得一致估计。首先由动量守恒定律得到估计方程，针对该方程的特点定义了惯量矩阵的STLS估计，并使用结构总体最小范数（Structured total least norm, STLN）算法进行求解。证明了当噪声为高斯分布时该STLS估计为极大似然估计，给出了该STLS估计具有一致性的充分条件，仿真结果验证了文章所提估计方法的有效性。

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非合作自主交会对接的动态障碍物躲避制导

宋申民, 张大伟, 裴润

2010 (6): 39-48.

摘要 ( 4680 )

PDF(558KB) ( 2695 )

首先，在视线坐标系下建立了系统相对运动状态方程，将人工势函数制导方法应用于航天器的非合作自主交会对接任务和动态障碍物躲避问题。其次，利用Lyapunov稳定性理论分析证明了在该制导方法控制下系统的稳定性，并且研究讨论了两种不同情形下的动态障碍物躲避效果，分析了人工势函数制导方法的应用能力。最后，用精确的数学模型进行了数值仿真，验证了制导方法应用于所研究问题的正确性和有效性。

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铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

马尚君, 刘更, 罗浩

2010 (6): 49-56.

摘要 ( 4032 )

PDF(535KB) ( 2943 )

基于航天器结构的模块化设计概念，设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型，即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术，建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下，分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响，同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。

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基于希尔伯特-黄变换的雷达数据误差修正处理技术

余慧, 胡绍林, 李平

2010 (6): 57-63.

摘要 ( 3260 )

PDF(436KB) ( 2063 )

由于雷达跟踪测量数据总存在误差，而目前采用的误差处理算法修正效果并不理想，为了有效估计数据中的未知误差，提高数据处理的精度，提出了一种基于希尔伯特-黄算法的雷达误差残差诊断方法，利用得到的内蕴模态函数拟合出误差残差的特征，准确分离出设备的误差信息。通过对某雷达的实测数据分析证明该方法较其他方法对解决该类问题更为有效，且在事后高精度数据处理中具有较好的实用性。

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适用于卫星导航系统的结构化LDPC码

姜明, 何善宝, 窦金芳, 赵春明, 王晨

2010 (6): 64-71.

摘要 ( 4854 )

PDF(533KB) ( 2453 )

结构化低密度奇偶校验码可通过基矩阵和扩展因子描述，具有较低的编译码复杂度和优异的译码性能。相比卫星导航系统IS-GPS-800协议中的非规则LDPC码，在校验位采用双对角和“a-0-a”连接关系的结构化LDPC码，同样可以达到线性复杂度编码。除此以外，通过设置不同的扩展因子和修剪操作，结构化LDPC码可以灵活支持不同多种长度的自适应传输，其中修剪操作的打孔/截短图案可以通过外信息转移(Extrinsic Information Transfer Charts, EXIT)分析方法优化。结合圈长分布和外信息度数谱联合优化设计方法，提出单个基矩阵的编码方案，通过配置不同的扩展因子和修剪方案，实现多种传输码长配置。译码仿真结果显示经过优化打孔/截短图案修剪的结构化LDPC码的译码性能要略优于IS-GPS-800协议中的非规则LDPC码。

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基于STK的月球探测任务分析、设计与验证方法

黄文德, 郗晓宁, 王威

2010 (6): 72-80.

摘要 ( 3239 )

PDF(482KB) ( 3724 )

为了减少月球探测任务设计阶段的开发成本、提高研究效率，提出利用成熟软件卫星工具包（Satellite tool kit, STK）进行分析、设计及验证的一般途径。首先，讨论基于微分改正的月球探测器轨道设计方法。然后，分析利用STK验证圆锥曲线拼接法设计结果的问题及注意事项。最后，针对STK中月面点、月球车运动设置不灵活等问题，利用外部文件导入方式进行分析、验证；在此基础上，给出月面点光照和测控条件分析方法。仿真结果表明，所提出的方法可以有效实现STK对月球探测任务的分析、设计及验证。

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《中国空间科学技术》第30卷（2010年）总目次

2010 (6): 81-87.

摘要 ( 2123 )

PDF(365KB) ( 2148 )

《中国空间科学技术》第30卷（2010年）总目次

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