卫星控制系统全物理仿真

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基于前馈补偿的卫星姿态复合控制及物理仿真

为星体所受的外干扰力矩；Ｂｏ第Ｊ个挠性附件的转为
动耦合系数；眚为第个挠性附件的结构阻尼矩阵；Ａ为第个挠性附件的模态角频率矩ｆ定义姿态角＝［０Ｔ】Ｏ考虑轨道角速度影响的运动学方程如下：
０３＝Ｃ１）＋Ｃ））（２ ∞０（）３
维普资讯
控
制
工
程
２０第５期０６年
基于前馈补偿的卫星姿态复合控制及物理仿真
王佐伟刘一武牟小刚
北京控制工程研究所
摘要现代对地观测卫星往往带有大型活动式有效栽荷，有效栽荷的运动
将对卫星的姿态指向精度和姿态稳定度产生严重影响。为此需要控制系统克服
矩及其它因素的影响则由解耦ＰＤ控制律或自抗扰控制律等反馈措施加以克Ｉ服。姿态信号基于陀螺和星敏感器组合定姿，通过高精度姿态确定算法获得。利用单轴气浮台物理仿真试验验证了方案的有效性。关键词姿态控制前馈补偿复舍控制气浮台物理仿真
维普资讯
控
制工
程
２１
的设计中，考虑了前馈通道和反馈通道的耦合问题。姿态信号基于陀螺和星敏感器组合定姿，通过高精度姿态确定算法获得。通过数学仿真和单轴气浮台物理仿真试验，验证了方案
的有效性。
２问题描述
考察一类带有多个活动式有效载荷和挠性附件的轮控卫星的姿态动力学数学模型。假设
地观测时需要很高的姿态确定精度、姿态控制精度和姿态稳定度，而有效载荷本身的扫描运

挠性卫星高精度智能控制及物理仿真实验研究

｝
‘ ３
（）４
选取滑面ｓ￣＋一是＋，只要是＞０则可保证滑面稳定。对ｓ＝ｋｅｅ求导，令；，得到等价的控一０
制力矩：
Ｔ一一（朋Ｊ一２｜）一＋（忌ｃＪ一２｜），ｃ０
变结构控制选择为
究逐渐达到了高潮，其应用也越来越广泛Ｉ６。ｓ］－
本文从工程实用的角度出发，设计了变结构与双ＣＭＡＣ神经网络复合智能控制器，并在单轴气浮台全物理仿真系统上验证了这一控制方案，为其进一步实际工程应用的可行性提供了依据。
２控制律设计
单轴挠性卫星的姿态动力学模型为
Ｊｚｏ，＋＋ｃ６一Ｔｏ
．．
１
（）１
＋＋＋ｃ一０Ｉ
式中Ｊ为星体的转动惯量，’ ，一［］为太阳翼二阶模态坐标，一［，Ｃ］ＧＣ为耦合系数阵，Ｄ—ｄａ（＆ｃ，２ｃ）帆板的阻尼阵，Ｋ＝ｄａ（｝ｃ）太阳翼的模态振动频率阵，Ｔ为飞轮ｉｇ２ｃｃ为．．ｚｉｇ￣，ｃ为．；ｃ控制力矩，为参数摄动和外界干扰的总和。由于挠性结构的低阻尼特性，板振动成为影响本翼
的条件下具有很高的指向精度。因此，高精度姿控系统成为人们关注和研究的焦点之一。
变结构控制系统（ｃ）被控对象的模型误差、参数的变化以及外部干扰有极佳的不敏感性。ｖｓｓ对此外，它还具有响应速度快、动态性能好和实现简易等优点，因而变结构控制在卫星的姿态控制中取得了成功的应用［］１。然而要实现高精度控制不仅要克服环境干扰，还必须消除翼板振动对星体

EcosimPro多学科系统仿真工具

EcosimPro 多学科系统仿真工具主要应用EcosimPro 是西班牙EAI 公司的0D/1D 多学科系统仿真工具，得到了欧空局（ESA ）的推荐，是ESA 火箭和卫星推进系统和生命保障系统的标准建模工具。

目前EcosimPro 是ESA 指定的航天生态保障系统、环控系统、热控系统、能源系统和推进系统的建模分析工具。

EAI 基于其在动态系统仿真方面的技术积累，在EcosimPro 框架的基础上开发了航空发动机系统分析工具PROOSIS ，并成为欧洲航空业开发新发动机的标准工具。

EcosimPro 已广泛应用于航天、航空、电力、汽车、船舶、工业工程各领域。

上海科梁信息工程股份有限公司与其公司EAI 达成战略合作，共同进行EcosimPro 及PROOSIS 产品中国市场的推广，科梁为客户提供本土化的技术支持服务。

电力领域◆核电站热流系统仿真 ⏹热沉、热平衡计算 ⏹反应堆高温水汽回路性能分析 ⏹控制系统分析 ⏹输电线路分析 ◆火电站热流系统仿真 ⏹混合循环 ⏹系统性能仿真 ◆水电站热流系统仿真 ⏹水电站热平衡◆风能、太阳能电站热流系统仿真 ◆智能电网仿真分析功能与规格 ●提供便捷的图形化环境进行物理模型的搭建，可用于进行稳态和暂态分析；●能够对任何可以表示为微分代数方程（DAE ）或者常微分方程的动态系统以及离散事件进行建模；●集成了数学、控制、电气、热、机械等多个学科的专业元件库，通过简单的图形化元件拖拽创建多学科耦合的系统模型；●提供丰富的仿真结果图形化显示功能，能够方便的基于模型进行系统设计与分析验证； ●提供面向对象的编程语言EL 进行自定义元件库的建立，易于学习，支持非因果建模； ●系统模型和元件库可以方便地与C++、Excel 、MATLAB/Simulink 双向调用；●软件内核为国际领先的稳态和暂态解算器，强大的解算器能够处理各类线性与非线性动态问题、稳态问题、优化问题、约束求解问题； ●模型可通过S-function 应用到HIL 中。

基于三轴气浮台的卫星姿态控制系统物理仿真

基于三轴气浮台的卫星姿态控制系统物理仿真刘超;何平;李岐;华楠【摘要】为了达到保证气浮平台安全性和协助重心调节系统的目标，设计了一套基于三轴气浮台的卫星姿态物理仿真的举升控制系统，实现了对气浮台安全性和方便性能的改善。

介绍了该举升控制系统的原理方案，对系统的总体结构进行了设计，以TMS320F2812为主控芯片设计了系统的硬件电路，其中主要包括各个模块的功能及系统的工作流程，进行了举升控制系统的软件算法设计。

实验结果表明，该系统能够满足控制要求，实现了对性能的改善，具有响应快、精度高、可靠性强等特点，功能和指标都达到了设计要求。

%In order to achieve the control goalof ensuring air-floating platform security and assisting gravity control system, the lifting control system of satellite attitude control system based on three-axis air-floating platform was designed to realize the improvement of the performance.Firstly, the principle and scheme of the lifting control system was presented. The overall structure of the system and the hardware circuit of the system was designed using TMS320F2812 as main control chip.It mainly consisted of the function of each moduleand the working process of the system.The software algorithm of the control system was presen-ted.With the experimental verification, the system met the control requirements and realized the improvement of the performance, and it also had advantages of fast response, high preci-sion and strong resistance to interference.The functions and indexes achieved the design re-quirements.【期刊名称】《哈尔滨商业大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】4页(P65-68)【关键词】气浮台;物理仿真;举升控制;DSP【作者】刘超;何平;李岐;华楠【作者单位】哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系，哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系，哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系，哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院控制科学与工程系，哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TP294随着航天航空工程的不断深入发展，我国航天领域的科学技术迅猛进步，对姿态稳定指向或跟踪控制能力要求越来越高，系统功能更加复杂.作为空间飞行器全物理仿真的核心设备，气浮台的研究工作已经成为目前航天控制领域研究的重要方向[1].在国外，各研究单位和企业部门对于气浮台的研究是伴随着对于卫星的研制而开始的，目前发展比较成熟.而国内的基于气浮台的卫星全物理仿真的研究相比较国外而言起步晚，发展较慢，虽然说也取得了一定的成就，特别是近年来，气浮台的研制取得了长足的进步，但仍然有待改进，由于受技术条件限制，并没得到广泛的应用，因此仅用于航天工程领域的仿真试验中[2].本文基于TMS320F2812设计了基于三轴气浮台的卫星姿态仿真系统的举升控制系统，又称为安全辅助系统，以达到保证平台安全性和协助重心调平的目的.卫星全物理仿真的目的是提高卫星在轨运行的可靠性，减少卫星姿态失控的风险[3].为了平衡掉卫星姿态动力学对象的重力进而模拟太空环境，气浮台采用一个球面气浮轴承，提供三自由度微干扰力矩悬浮.气浮台的举升控制系统结构图如图1所示.从结构形式上看，举升控制系统分为：举升控制主板、电动执行器和无线通讯模块.其中，电动执行器由伺服电机驱动器和伺服电机组成.对于基于三轴气浮台的卫星姿态物理仿真系统，气浮平台在浮起的时候提供三个自由度，如有外力作用，或重心发生偏移，极有可能造成倒台，因此安全辅助子系统的作用显得尤其重要.举升控制系统电动立柱上的传感器获取力测量值，通过无线通讯模块将所得信息传递给电子控制器，在设定的控制算法的作用下，计算出合适的控制量来驱动电机，以达到精准控制气浮台升降的目标，并协助重心调节系统工作[4].系统主要由举升控制计算机、举升控制主板、电动执行器、无线通讯模块和限位开关五部分组成.系统的总体结构如图2所示.气浮台举升控制计算机，即上位机，是整个系统的监控平台，采用工控机来实现，为测试系统提供友好的人机交互界面，通过测量数据、分析数据和设定参数，得到举升台面的相应参数.气浮台举升控制主板，即下位机，是整个系统的控制核心，根据用户的给定命令值，结合各传感器反馈的数据，按照设定算法，发出相应的控制指令.举升控制系统的电动执行器推力可以克服最大可能重量偏心，当需要的时候，执行器动作，使平台归位，在正常工作时，处于收缩状态，平台在工作范围内自由转动.力传感器安装在执行器顶端，测量压力值，可以粗调系统的平衡，以及平台需要倾斜时，通过执行器伸长达到控制台面升降的目的.举升控制系统还包括限位机构，其中包括顶部限位和底部限位，作用是保护台架不至于翻滚.系统的控制电路结构框图如图3所示.3.1 系统主控制器单元采用德州仪器TI公司的TMS320F2812作为主控芯片，它具有强大的数字信号处理能力，片内集成了丰富的外设资源，为车身稳定控制系统的参数测量提供了极大的便利.考虑芯片的最小系统配置，该单元主要由以下几个模块组成：电源模块、JTAG模块、时钟模块、复位模块、晶振模块等[5].3.2 RAM存储器的扩展模块由于DSP主控芯片内部RAM容量有限，因此本主控系统对F2812进行了RAM存储器的片外扩展.本主控系统采用IS61LV12816作为片外RAM扩展芯片，它是一种高速的静态RAM，有17根地址总线，16根数据总线，其存储空间为, 由电源直接供电, 同时兼容TTL与CMOS电平，无时钟或刷新.3.3 伺服电机驱动模块伺服电机是指在伺服系统中控制机械元件运转的发动机，是一种变速装置.可使控制速度和位置精度非常准确，可以将电压信号转化为转矩和转速以驱动控制对象.其在自动控制系统中作为执行元件，具有机电时间常数小、线性度高等优点.选用安川电机制作所推出的小型交流伺服电动机和驱动器SGDV，采用位置控制的控制方式，输入信号为DSP主控芯片产生的指令脉冲，通过驱动器控制伺服电机运动，编码器采用增量式，即将位移转换成周期性的电信号，再把这个电信号转变成计数脉冲，用脉冲的个数表示位移的大小，本系统采用的伺服电机起动转矩大，运行范围较广，无自转现象，特别适合于控制领域[6].3.4 通信单元主控系统的通信单元主要用于控制电路和计算机之间的通信.由于工作环境的需要，系统采用无线通信模块，台上台下无线实时通讯，方便主控系统与操作台进行数据交换，具有建设工程周期短、适应性好和扩展性好的优点[7].系统的控制电路的软件部分运行于TMS320F2812中，软件开发平台为CCS3.3.程序主要以C语言完成[8-9]，CCS是德州仪器TI公司所设计的一款针对DSP的开发软件，本设计使用该编程开发环境下的CCS3.3版本对主控系统的开发.用户通过CCS3.3进行程序编写、在线编译、调试等，其工作流程图如图4所示.气浮台的举升控制作为安全辅助系统，保证了在正常工作和失控情况下平台的安全性.在平台初始状态下，举升控制系统提供方便，达到控制台面升降的目的.另外，重心调节系统与安全辅助系统建为一体，成功地辅助重心调节系统进行了重心的调整.本文设计的基于三轴气浮台的卫星姿态物理仿真的举升控制系统，运用DSP技术实现了保证平台安全性和协助重心调节系统工作的目标.实验结果表明，举升控制系统作为卫星姿态仿真系统中重要的一部分，能够快速地做出响应，经济实用，明显提高了控制系统的精度，在全物理卫星仿真中具有独特的作用，具有很高的实用价值，对于三轴气浮台的研究与发展具有非常重要的意义.【相关文献】[1] 刘良栋. 卫星控制系统仿真技术[M]. 北京：宇航出版社，2003. 56-58.[2] 鲁兴举. 空间飞行器姿态控制仿真试验平台系统研究与设计[D].北京：国防科学技术大学，2005. 17-21.[3] 陈欢龙, 周军, 刘莹莹, 等. 三轴气浮台多体动力学建模与仿真[J]. 西北工业大学学报，2010,26(3): 332-337.[4] 李延彬, 包刚, 王祖温, 等. 三自由度气浮台自动平衡系统动力学建模[J]. 中国惯性技术学报, 2005, 21(5): 1-3.[5] Texas Instruments Incorporated. TMS320C28X系列DSP的CPU与外设(上)[M]. 张卫宁译.北京：清华大学出版社, 2005. 12-30.[6] 史孝文. 基于DSP的直流伺服电机控制系统研究开发[D]. 昆明：昆明理工大学，2005.[7] 任明荣. 短距离无线通信技术及其融合发展研究[J]. 电测与仪表，2007，44(502)：44-49.[8] 孙丽明. TMS320F2812原理及其C语言程序开发[M]. 北京: 清华大学出版社, 2008. 15-19.[9] 王纯.高超声速飞行器上升段轨迹设计[J].哈尔滨商业大学学报：自然科学版，2014，30(6)：728-731.。

卫星姿轨控半物理仿真测试系统

０引言
控制分系统负责卫星变轨控制的实现，是卫星各分系统中控制难度较大的一个分系统［１］，如果该系统出现故障将直接导致卫星不能完成既定任务，甚至使其变成一个空间垃圾［２］。卫星在研制不同阶段对姿轨控的设计任务和试验验证任务要求不同，因此地面仿真测时地面测试系统也应满足卫星不同阶段仿真试验任务，使得能在卫星研制的不同阶段进行充分的仿真测试验证以保证卫星在轨任务的成功。半物理仿真试验使用真实的控制电路和星载姿轨控计算机软硬件、真实的敏感器及其接口电路，用卫星动力学和执行机构数学仿真软件驱动机械转台，模拟卫星的姿态和轨道运动。为了保证某型号卫星姿轨控分系统（ＧＮＣ）顺利完成总体试验大纲规定的开环测试、闭环测试以及半物理仿真试验等功能，自动化测试是研制卫星姿轨控分系统的重要手段［３］，姿轨控分系统的半物理测试主要是实现系统的开闭环测试以及接口对接测试，除了半物理测试外
测试与故障诊断
计算机测量与控制．２０１７．２５（１１）犆狅犿狆狌狋犲狉犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋牔犆狅狀狋狉狅犾
· １ ·
文章编号：１６７１４５９８（２０１７）１１０００１０３ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０１７．１１．００１中图分类号：ＴＰ２７３文献标识码：Ａ
关键词：半物理仿真；通用性；高精度；星地联试
犚犲狊犲犪狉犮犺狅狀犛犪狋犲犾犾犻狋犲犃犗犆犛犛犲犿犻－犜犲狊狋犛犻犿狌犾犪狋犻狅狀犜犲狊狋犛狔狊狋犲犿
ＺｈａｎｇＹｉｗｅｎ，ＬｉｕＺｈａｏ，ＣｈｅｎＨａｎｇ
（ＳｈａｎｇｈａｉＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅｆｌｉｇｈｔＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：ＩｎｏｒｄｅｒｔｏｋｅｅｐｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅＡＯＣＳ（ＡｔｔｉｔｕｄｅＴｒａｊｅｃｔｏｒｙＣｏｎｔｒｏｌＳｙｓｔｅｍ）ｓｅｍｉ－ｐｈｙｓｉｃａｌｔｅｓｔｓｍｏｏｔｈｌｙ，ｔｈｅｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍｏｆＡＯＣＳｓｅｍｉ－ｐｈｙｓｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｗａｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｍｅｅｔｔｈｅｕｎｉｖｅｒｓａｌｔｅｓｔｏｆｓｉｍｉｌａｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｍｏｄｅｌｓ，ｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍａｄｏｐｔｓａｇｅｎｅｒａｌｍｏｄｕｌａｒｄｅｓｉｇｈｆｒａｍｅｗｏｒｋ，．Ａｓｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｍａｉｎｓｔｒｅａｍＰＸＩｂｕｓｔｅｓｔｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓａｄｏｐｔｅｄｃｏｏｐｅｒａｔｉｎｇｗｉｔｈＶＰＣｓｗｉｔｃｈｉｎｇｃｉｒｃｕｉｔｂｏａｒｄ．ＴｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎｏｆｅａｃｈｍｏｄｕｌｅｉｓｒｅａｌｉｚｅｄｂｙｕｓｉｎｇｓｔａｎｄａｒｄｃＰＣＩｂｕｓｃａｒｄａｎｄｓｏｍｅｈｏｍｅ－ｍａｄｅＦＰＧＡｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅｃＰＣＩｂｕｓｃａｒｄ．Ｔｈｉｓａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅｃａｎｎｏｔｏｎｌｙｒｅａｌｉｚｅｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎｍｏｄｕｌａｒｉｚａｔｉｏｎ，ｂｕｔａｌｓｏｆａｃｉｌｉｔａｔｅｔｈｅｓｕｂｓｅｑｕｅｎｔｆｕｎｃｔｉｏｎｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｄｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ．Ｍｅａｎｗｈｉｌｅ，ｔｈｅｕｔｉｌｉｔｙｍｏｄｅｌｈａｓｔｈｅａｄｖａｎｔａｇｅｓｏｆｈｉｇｈｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ，ｆａｓｔｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎｔｉｍｅａｎｄｓｔｒｏｎｇｍａｉｎｔａｉｎａｂｉｌｉｔｙ，ａｎｄｈａｓｔｈｅａｄｖａｎｔａｇｅｓｏｆｓｍａｌｌｓｉｚｅａｎｄｓｔｒｏｎｇｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ａｎｄｃａｎｂｅａｄａｐｔｅｄｔｏｔｅｓｔｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｅｓｔｏｂｊｅｃｔｓ，ａｎｄｉｓｓｕｉｔａｂｌｅｆｏｒｌｏｎｇ－ｄｉｓｔａｎｃｅｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ．Ｔｈｉｓｐａｐｅｒｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｄｅｓｉｇｎｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆｔｈｅｓｙｓｔｅｍ，ｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｐｏｗｅｒｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，ｄｙｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｏｒ，ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｓｏｕｒｃｅｉｎｔｅｒｆａｃｅ，ｐｒｏｇｒａｍｍｉｎｇｌｏａｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｉｎｔｅｒｆａｃｅ，ｐｅｒｉｐｈｅｒａｌｅｑｕｉｐｍｅｎｔａｎｄｏｔｈｅｒｈａｒｄｗａｒｅｗｅｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ．Ｔｈｅｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｈａｓｂｅｅｎｖｅｒｉｆｉｅｄｂｙｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔ．Ｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｕｓａｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｈａｖｅｂｅｅｎｖｅｒｉｆｉｅｄ．Ｔｈｅｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔａｃｃｏｒｄｓｗｉｔｈｔｈｅｃｏｎｃｅｐｔｉｏｎｏｆｄｅｓｉｇｎｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚａｔｉｏｎａｔｔｈｅｂｅｇｉｎｎｉｎｇｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｓｅｍｉ－ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ｕｎｉｖｅｒｓａｌｉｔｙ；ｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎ；ｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｇｒｏｕｎｄｊｏｉｎｔｔｅｓｔ

航天飞行器导航与控制系统设计与仿真

航天飞行器导航与控制系统设计与仿真导语：航天飞行器是现代科技的巅峰之作，它的导航与控制系统是其正常运行和控制的核心。

本文将探讨航天飞行器导航与控制系统的设计原理、关键技术以及仿真模拟的重要性。

一、航天飞行器导航与控制系统设计原理航天飞行器的导航与控制系统设计原理主要包括三个方面，即姿态控制、导航定位和轨迹规划。

1. 姿态控制：姿态控制是指通过控制飞行器的各种运动参数，使其保持稳定的飞行姿态。

对于航天飞行器来说，由于外部环境的复杂性和飞行任务的特殊性，姿态控制尤为重要。

常用的姿态控制方法包括PID控制、模型预测控制和自适应控制等。

2. 导航定位：导航定位是指通过测量飞行器的位置和速度等参数，确定其在空间中的位置。

现代航天飞行器的导航定位通常采用多传感器融合的方式，包括惯性导航系统、卫星定位系统和地面测控系统等。

其中，卫星导航系统如GPS、北斗系统等具有广泛应用。

3. 轨迹规划：轨迹规划是指根据航天飞行器的飞行任务和外部环境的要求，确定其飞行轨迹和航线。

航天飞行器的轨迹规划需要考虑多个因素，如飞行器的运动特性、飞行任务的要求、空间障碍物等。

二、航天飞行器导航与控制系统的关键技术航天飞行器导航与控制系统设计离不开一些关键技术的支撑，其中包括：1. 传感器技术：传感器技术是导航与控制系统的基础，可以通过传感器对飞行器的姿态、速度、位置等进行准确测量。

陀螺仪、加速度计、GPS接收机等传感器设备的精度和稳定性对导航与控制系统的性能有着重要影响。

2. 控制算法：姿态控制和导航定位需要高效的控制算法来实现。

PID控制算法是常用的姿态控制方法，模型预测控制和自适应控制等算法则在一些特殊应用中得到了广泛应用。

对于导航定位，卡尔曼滤波和粒子滤波等算法可以很好地利用多传感器信息进行位置估计。

3. 轨迹规划算法：航天飞行器的轨迹规划需要考虑多个因素，如安全性、能耗等。

基于遗传算法和优化算法的轨迹规划方法可以在不同的约束条件下求解最优解。

哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一

一、实验题目卫星姿态控制物理仿真实验二、实验目的1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。

三、实验任务1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。

2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。

四、实验控制系统原理及框图图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等信息，通过DSP控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。

五、控制算法及说明：喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：dj T T J +=θ ，()00θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且00θθ =。

喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程0,0>-θj T()=t T j0,0<+θj T式中，0j T 为()t T j 的幅值。

系统的方框图如图2所示。

图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。

图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹图4 相平面法的DSP 实现原理图控制算法为0,≤+s U=U0,>-s U式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。

基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真

模拟星上的光学敏感器的姿态信息输出。执行部
件主要有框架控制力矩陀螺、力器等。姿态控制推
程序在台上仿真计算机中运行，接收并处理敏感器
信息、计算控制指令并发送。小卫星仿真中的主要工作内容如下ｌ４：＿Ｊ３＿ａ小卫星轨道环境分析。．
地面验证。
ｂ小卫星姿态建模。．小卫星姿态一般以非线性六自由度方程来描述，而特殊情况下要考虑挠性和液体晃动的影响。ｅ性能分析和系统控制方案的选择。．通过仿真可以实现系统的控制，括明确小卫包星控制系统所要达到的控制指标、用的姿态测量采敏感器的精度需求及组合形式、相应的确定算法、姿态控制的算法、行机构的种类、矩精度和角执力动量的容限、制计算机的性能、制周期的确定控控以及控制器稳定性分析等。
对于中低太阳同步近圆轨道的空间环境，小卫星将受到较大的气动力矩、剩磁力矩、力梯度力重矩和较小的太阳光压力矩。而相应的仿真实验中要对系统所在环境的干扰进行评估和测量。
收稿日期：０１６—１２１ —０Ｏ
可表示为：
Ｈ＝．ｏ１ｔ（）１
仿真控制对象是转动惯量约为［０１２．２．１６２．］ｇｍ；中俯仰轴为单轴气浮平台模拟，３４ｋ・２其其

2024届湖南高考物理仿真模拟测试练习卷

2024届湖南高考物理仿真模拟测试练习卷一、单项选择题（本题包含8小题，每小题4分，共32分。

在每小题给出的四个选项中，只有一项是符合题目要求的）(共8题)第(1)题如图所示，卫星A是2022年8月20日我国成功发射的遥感三十五号04组卫星，卫星B是地球同步卫星，若它们均可视为绕地球做匀速圆周运动，卫星P是地球赤道上还未发射的卫星，下列说法正确的是（）A．卫星A的运行周期可能为48hB．卫星B在6h内转动的圆心角是45°C．卫星B的线速度小于卫星P随地球自转的线速度D．卫星B的向心加速度大于卫星P随地球自转的向心加速度第(2)题以下四种情景中产生正弦交变电流的是（）A．图甲中矩形线圈绕与匀强磁场方向垂直的中心轴沿顺时针方向转动B．图乙中矩形线圈的一半放在具有理想边界的匀强磁场中，线圈按图示方向绕轴线匀速转动C．图丙中圆柱形铁芯上沿轴线方向绕有矩形线圈，铁芯绕轴线以角速度转动D．图丁中矩形线圈绕与匀强磁场方向平行的中心轴转动第(3)题下列能量条形图表示了一作自由落体运动的物体在释放处和下落至一半高度处，其动能和重力势能的相对大小关系，可能正确的是（）A．B．C．D．第(4)题2020年7月23日12时41分，长征五号遥四运载火箭托举着我国首次火星探测任务“天问一号”探测器，在中国文昌航天发射场成功发射天问一号探测器将在地火转移轨道飞行约7个月后，到达火星附近，通过“刹车”完成火星捕获，进入环火轨道，并择机开展着陆巡视等任务，进行火星科学探测。

下列说法正确的是（）A．“7月23日12时41分”指的是时间间隔B．“7个月”指的是时刻C．“天问一号”从地球到火星的位移大小就是其运行轨迹的长度D．研究“天问一号”探测器在地火转移轨道飞行的轨迹时可以将探测器看成质点第(5)题物理学的发展丰富了人类对物质世界的认识，推动了科学技术的创新和革命，促进了物质生产的繁荣与人类文明的进步，下列说法中正确的是（）A．开普勒通过对行星观测记录的研究发现了万有引力定律B．伽利略指出物体的运动需要力来维持C．卡文迪许测出了引力常量G的数值D．牛顿运动定律是自然界普遍适用的基本规律之一第(6)题某滑雪赛道如图所示，滑雪运动员从静止开始沿斜面下滑，经圆弧滑道起跳。

一种提高卫星相对轨道运动全物理仿真逼真度的新方法

空间控制技术与应用
・
第３７卷
第５期
４２・
ＡｅｏｐｃｎｒｌａｒｓａｅＣｏｔｏｎｄＡｐｐｉａｉｎｌｔｏｃ
２１０１年１０月
Ｃ — ｌｎｉｃｌｒｏｂｔｉｒｐｏｅｎｔｓｐｐｅ．Ｏｐａｅｃｒｕａｒｉｓｐｏｓｄｉｈｉａｒ
ａｅｃ
（ＢｉｎｎｔｕｅｏｏｔｌｎｉｅｉＢｒｎ．ｅｉＩｓｔｔｆＣｎｒｇｎｅｎｊｇｉｏＥｒｇ，ｅｉｇ
１０９，ｈｉａ；２．ｃｅｃｎｅｈｏｏｙｏ０１０ＣｎＳｉｎｅａｄＴｃｎｌｇｎ
种提高卫星相对轨道运动全物理仿真逼真度的新方法
一
ＫｅｙｗｏｄＳｔｌｉｅ’Ｓｅａｉｅｒｉｒｓ：ａｅｌｔｒｌｔｏｂｔｖｍｏｉｎ：Ａｉ— ｌ — ｔｏｒＳｌＳ
ｐｎｅｌｔｏｍｉｌｔｏｅｄｄｐａｆｒｓｍｕａｉｎ
Ｉｔｌｇｎｏｔｌａｏａｏｙ，ｉｎ１０，ｈｎ）ｎｅｌｅｔＣｎｒｂｒｔｒＢｅｉｇ１０ＣｉａｉｏＬｊ０９
众所周知，星控制系统半物理仿真由于在仿卫
孙承启。。
真回路中接人了星上真实部件而具有比数学仿真高的逼真度．在利用三轴机械伺服转台的卫星姿态控制系统半物理仿真中，服转台起到卫星姿态运伺动模拟器的作用．常把卫星姿态测量敏感器安放通在伺服转台上，服转台则按照仿真计算机解算卫伺星姿态动力学方程得到的解实时复现卫星的姿态运动，控制力矩和空间环境干扰力矩并没有真正作用在转台（星）．卫上因此，种半物理仿真实验从ｙ这本

卫星轨道仿真分析

卫星轨道仿真与分析1 实验目的通过卫星轨道仿真与分析实验，可以让使用者： ● 掌握软件的基础功能； ● 掌握卫星轨道仿真的基本原理；● 学会如何利用BDSim 软件仿真卫星轨道； ● 学会如果提取卫星轨道仿真数据； ● 学会如何评估卫星轨道数据的精度。

2 实验原理卫星轨道计算模型用于计算卫星位置、速度。

主要计算卫星的轨道力模型及其积分器，卫星轨道的计算均在惯性坐标系中进行。

(1) 力模型在J2000.0地心惯性坐标系中，卫星的运动可用下列微分方程组来描述：000000:(),()r a a t r t r r t r ε⎧=+⎪⎨==⎪⎩ (1)其中：3e sl srp drag rel th emp r a r a a a a a a a a εμ⎧=-⎪⎨⎪=++++++⎩(2)其中：0a 为二体引力加速度；μ为地球引力常数；e a 为地球非球形摄动加速度，包括潮汐摄动修正项； sl a 为日、月引力摄动加速度；srp a 为太阳光压摄动加速度； drag a 为大气阻力摄动加速度；rel a 为相对论效应摄动加速度； th a 为机动变轨推力加速度；emp a 为经验加速度。

1) 地球非球形摄动地球非球形摄动位函数NS V 为：()()nm nm NSnm 20sin cos sin nN nn m a V p C m S m R R μφλλ==⎛⎫'''=+ ⎪''⎝⎭∑∑ (3)其中，a 为地球赤道半径；μ为地球引力常数；R '，φ'，λ'为地固坐标系的球坐标矢径大小、纬度、经度；nm C ，nm S 为归一化的地球引力场系数；()nm sin p φ'为归一化的勒让德多项式；N 为所取引力场模型的阶次。

地球非球形摄动加速度的计算分两步进行：计算地球非球形摄动在地固坐标系中的加速度ef a ，NS'(',',')Tef V a R X Y Z ⎛⎫∂= ⎪∂⎝⎭(4)将ef a 转换到J2000.0地心惯性坐标系中，即()T e ef a HG a =(5)其中()HG 为从J2000.0地心惯性坐标系到地固坐标系的转换矩阵。

基于处理器在回路的卫星姿态轨道控制仿真系统

ＳｉｌｔｏｓｅｍｏｒＳａｅｌｔｔｔｄｅａｄ０ｒｔＣｏｔｏＩｍｕａｉｎＳｙｔｆｔＩｅＡｔｉｉｕｎｂｉｎｒ
ＢａｅｎＰｒｅｓｏｒｉ．ｏｏｓｄｏｏｃｓ．ｎ．ｐ．１
ＹＡＮＧｎＹＡＯＨｏｇＱｉｇ。ｎ
ＶｏＩ２１Ｎｏ．．１
基于处理器在回路的卫星姿态轨道控制仿真系统
杨庆，姚红
（备指挥技术学院航天装备系，京１１１）装北０４６
摘
要：阐述了超低轨道卫星姿态轨道控制仿真系统的功能，计了仿真设
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｔｔｅａｒｔｃｎｔｏ；ｐｒｃｓｏ —ｎｌｏｐ；ｓｍｕａｉｎｓｓｅｔｉｕｄｎｄｏｂｉｏｒｌｏｅｓｒｉ —ｏｉｌｔｏｙｔｍ
超低轨道卫星所处的空间环境很恶劣，轨其
ｄｓｇｎｄ，ｔｅｈｅｃｒｓｏｎｎｙｐｎｓａｅｉｔｏｄｅ．Ａｔｌｓｈｅａｔｔｄｅａｇｉｈｍｓｒｎｅｉｅｈｎｔｏｒｅｐｄｉｇｋｅｏｉｔｒｎｒｕｃｄａｍｓｐｅｅｅｉｓｌｅｉｒｓｎｔｄｆｒｔｙ，ａｄｔｏｔｒｓｗｅｌａａｄａｅａｃｔｃｕｒｆｔｉｕｌｔｏｙｔｍｓｎｈｅｓｆｗａｅａｌｓｈｒｗｒｒｈｉｅｔｅｏｈｅｓｍａｉｎｓｓｅｉ

卫星多轴指向姿态控制全物理仿真实验研究

根据卫星飞行任务的要求，卫星本体平台保在
持稳定（对地定向三轴稳定）同时，线必须始终的天
精确地指向地面目标，跟踪其它目标（用户卫或如星、中继卫星）因此天线与卫星本体存在相对运动，，该相对运动使得天线与本体的姿态相互影响，如何协调星体和天线指向的多轴控制，到高精度的设达
上反映实际状况。
２１滑动摸态设计．定义滑动模态为：
５＝ｇ［一（）ｔ］＋［一（）ｔ］垒ｇｅ＋ｅ（）２其中（）预定的角速度，ｔ为目前实际卫星姿态机
应用，并取得了良好的结果。本文采用“ 前馈＋变结
构” 制方案来解决卫星本体姿态控制问题。天线控控制指令根据任务要求结合本体姿态产生，由天并线伺服系统控制天线跟踪该指令，而形成本体与从天线多轴指向控制回路。并成功地进行了全物理仿真实验，取得了显著的控制效果，而验证了本文提从出的卫星多轴指向控制方案在实际中应用的可行性
这一问题，计了 “ 馈＋变结构 ” 案控制卫星本体，线指向控制根据任务要求结合本体姿态产生，成本体与设前方天形天线多轴指向控制方案。基于常用的 “ 轮一喷气 ” 行机构模式，虑了控制精度和喷气消耗量问题。利用带有飞执考大型挠性板与程控天线系统的单轴气浮台物理仿真实验系统，功地进行了卫星多轴指向控制物理仿真实验，成本体姿态控制精度达到００ｏ天线指向精度达到０５。该研究对多轴指向卫星控制系统设计具有实际参考价值。．，２．。关键词：多体卫星；多轴指向；全物理仿真实验中图分类号：Ｖ４４２文献标识码：Ａ文章编号：１０．３８２０）４０９．００１２（０６０．００７４

(整理)控制系统数字仿真与CAD全习题答案

第一章习题1-1什么是仿真？它所遵循的基本原则是什么？答：仿真是建立在控制理论，相似理论，信息处理技术和计算技术等理论基础之上的，以计算机和其他专用物理效应设备为工具，利用系统模型对真实或假想的系统进行试验，并借助专家经验知识，统计数据和信息资料对试验结果进行分析和研究，进而做出决策的一门综合性的试验性科学。

它所遵循的基本原则是相似原理。

1-2在系统分析与设计中仿真法与解析法有何区别？各有什么特点？答：解析法就是运用已掌握的理论知识对控制系统进行理论上的分析，计算。

它是一种纯物理意义上的实验分析方法，在对系统的认识过程中具有普遍意义。

由于受到理论的不完善性以及对事物认识的不全面性等因素的影响，其应用往往有很大局限性。

仿真法基于相似原理，是在模型上所进行的系统性能分析与研究的实验方法。

1-3数字仿真包括那几个要素？其关系如何？答: 通常情况下，数字仿真实验包括三个基本要素，即实际系统，数学模型与计算机。

由图可见，将实际系统抽象为数学模型，称之为一次模型化，它还涉及到系统辨识技术问题，统称为建模问题；将数学模型转化为可在计算机上运行的仿真模型，称之为二次模型化，这涉及到仿真技术问题，统称为仿真实验。

1-4为什么说模拟仿真较数字仿真精度低？其优点如何？。

答：由于受到电路元件精度的制约和容易受到外界的干扰，模拟仿真较数字仿真精度低但模拟仿真具有如下优点：（1）描述连续的物理系统的动态过程比较自然和逼真。

（2）仿真速度极快，失真小，结果可信度高。

（3）能快速求解微分方程。

模拟计算机运行时各运算器是并行工作的，模拟机的解题速度与原系统的复杂程度无关。

（4）可以灵活设置仿真试验的时间标尺，既可以进行实时仿真，也可以进行非实时仿真。

（5）易于和实物相连。

1-5什么是CAD技术？控制系统CAD可解决那些问题？答：CAD技术，即计算机辅助设计（Computer Aided Design）,是将计算机高速而精确的计算能力，大容量存储和数据的能力与设计者的综合分析，逻辑判断以及创造性思维结合起来，用以快速设计进程，缩短设计周期，提高设计质量的技术。

航天器姿态控制系统的设计与仿真研究

航天器姿态控制系统的设计与仿真研究导语：航天器姿态控制系统是航天工程中一个关键的技术领域，其设计与仿真研究对确保航天器的安全、稳定和精确进行空间任务具有重要意义。

本文将就航天器姿态控制系统的设计与仿真研究进行探讨和分析，从准确性、稳定性和可靠性等方面提出一些建议。

一、引言航天器姿态控制系统是控制航天器在宇宙空间中保持稳定的关键系统。

其主要功能是对航天器进行定向和旋转控制，使其能够完成各种任务，如卫星定位、星际探索和空间站建设等。

因此，航天器姿态控制系统的设计与仿真研究是保证航天器任务成功的前提。

二、航天器姿态控制系统的设计1.航天器姿态控制系统的组成航天器姿态控制系统主要由传感器、控制器和执行机构三部分组成。

传感器用于测量航天器的姿态，控制器根据传感器测量值计算出控制信号，执行机构根据控制信号执行动作。

2.控制策略的选择在航天器姿态控制系统的设计中，选择合适的控制策略至关重要。

目前常用的控制策略有PID控制、最优控制和自适应控制等。

根据所需的精度要求、计算资源和系统特点等因素来选择合适的控制策略。

3.控制器的设计控制器是航天器姿态控制系统的核心，其设计需要考虑稳定性、可靠性和精度等因素。

控制器可以采用模拟控制、数字控制或混合控制等方式进行设计。

此外，还需要考虑控制器的模型选择、参数调节和鲁棒性等问题。

4.执行机构的选择执行机构是根据控制信号执行动作的装置，通常采用推进器或姿态控制发动机。

在选择执行机构时，需要考虑其输出能力、响应速度和可靠性等指标。

三、航天器姿态控制系统的仿真研究1.仿真原理和方法航天器姿态控制系统的仿真研究是通过建立数学模型，并基于该模型进行仿真实验来评估系统的性能。

仿真可以通过数值仿真、物理仿真或混合仿真等方法进行。

2.仿真环境的建立仿真环境的建立是保证仿真研究的准确性和实用性的关键。

需要考虑的因素包括航天器的物理特性、外部环境的影响以及传感器和执行机构的模型。

3.仿真实验的设计在进行航天器姿态控制系统的仿真研究时，需要设计合适的仿真实验来验证控制算法和系统设计的有效性。

视频小卫星凝视姿态跟踪的仿真与实验

第１９卷
第１期１
光学密工程精
ＯｐｉｓａｒｃｓｏｇｉｅｉｔｃｎｄＰｉｉｎＥｎｎｅｒｎｇｅ
Ｖｏ．９Ｎｏ１１１．１
ＮＯ２ＯＶ．１ｌ
２１０１年１１月
文章编号
１０ — ２Ｘ（Ｏ１１－７５００４９４２ｌ）１２１－９
视频小卫星凝视姿态跟踪的仿真与实验
孙志远，刘，光徐开，张金，陈茂胜
（．中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，１吉林长春１０３）３０３
（．中国科学院研究生院，２北京１０３）００９
摘要：视频卫星实现对地凝视成像时的数学模型、态跟踪控制器设计和全物理仿真进行了研究。首先，据卫星轨对姿根道运动与姿态运动相关理论，导了对地凝视时视频小卫星相对轨道坐标系的期望四元数和期望姿态角速度的变化规推律。设计了基于误差四元数和误差姿态角速度的ＰＤ控制器，采用李雅普诺夫稳定性理论证明了所设计控制器的稳并
（）ｓ基本满足视频小卫星凝视时面阵ＣＤ高质量成像的要求。。／，Ｃ
关键词：视卫星；阵ＣＤ；型三轴气浮台；物理仿真，氏函数凝面Ｃ小全李文献标识码：Ａｄｉ１．７８ＯＰ．０１９１２１ｏ：０３８／Ｅ２１１１．７５

基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及其测试方法[发明专利]

专利名称：基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及其测试方法
专利类型：发明专利
发明人：李孝同,施思寒
申请号：CN200610086608.6
申请日：20060623
公开号：CN101093387A
公开日：
20071226
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及测试方法，包括部件级仿真测试、系统级数字仿真测试和系统级半物理仿真测试，其中部件级仿真测试和系统级数字仿真测试是为系统级半物理仿真测试提供物理数据基础。

以上所有的测试均是通过星上网进行的，测试前，先将星上控制设备、地面动力学仿真设备、测量部件、执行部件分别通过总线接口接入星上网，通过星上网进行信息交换和控制。

测试时，可以先进行部件级仿真测试，再进行系统级数字仿真测试；或先进行系统级数字仿真测试，再进行部件级仿真测试；或系统级数字仿真测试和部件级仿真测试同时进行；最后再进行系统级半物理仿真测试。

本发明简化了卫星姿态控制系统地面仿真的复杂性，提高了卫星姿态和轨道控制的仿真的实时性、安全性和仿真质量，降低了卫星开发成本。

申请人：航天东方红卫星有限公司
地址：100094 北京市海淀区友谊路104号院北京市5616信箱
国籍：CN
代理机构：中国航天科技专利中心
代理人：安丽
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