微小卫星三轴磁力矩器
微小卫星姿态消旋稳定算法研究
微小卫星姿态消旋稳定算法研究李立哲;刘勇;潘泉;冯乾;樊丁【期刊名称】《电光与控制》【年(卷),期】2014(000)010【摘要】针对低成本微小卫星的姿态控制问题，采用无飞轮设计，研究了在仅有磁力矩器作为控制执行器情况下的纯磁控算法。
对多种微小卫星姿态控制算法进行了对比研究，提出一种新的适合工程应用的纯磁控算法。
该算法能够在微小卫星较短工程寿命中，充分利用磁力矩器的最大控制力矩提高姿态的稳定控制效率。
结合实测数据并加入重力梯度力矩等干扰对其进行仿真验证。
结果表明，该算法可以满足在较短时间内卫星姿态的三轴稳定，具有控制精度高、重量轻、体积小、能耗低、易于工程化等优点，适用于低成本微小卫星。
【总页数】5页(P33-36,41)【作者】李立哲;刘勇;潘泉;冯乾;樊丁【作者单位】西北工业大学，西安 710072;西北工业大学，西安 710072;西北工业大学，西安 710072;西北工业大学，西安 710072;西北工业大学，西安 710072【正文语种】中文【中图分类】TN956;O221.6【相关文献】1.基于近邻保持嵌入的卫星姿态控制系统微小故障检测 [J], 刘敏;陆宁云;肇刚;姜斌2.微小卫星高精度三轴稳定控制算法研究 [J], 孙兆伟;耿云海;何平;曹喜滨3.基于Gauss-Newton和UKF结合的微小卫星姿态确定算法 [J], 康国华;范凯;周琼峰;梁尔涛4.面向小卫星姿态控制的磁控垂直消旋法 [J], 侯旭光;晏坚;靳瑾;郭伟5.运用信息融合式高阶UKF的微小卫星姿态确定算法 [J], 张贺;秦伟伟;周城;宋恒辛;华玉峰;王宇因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于磁力矩器的微小卫星滑模变结构控制
＝
微 小 卫星 的 快 速 发 展 ， 求 其 姿 态 控 制 系统 必须 降 低 成 本 和 要 提 高 精 度 星 姿 态 控 制 系统 是 一个 非 线 性 系 统 ， 间存 在 重 力梯 卫 空 度 力 矩 及其 它 未 知 干扰 ， 上乘 磁 分 布 也 不 确 定 。 模 变结 构 控 制 星 ４ 滑 （ ａ ｉｂ ｅ Ｓｒ ｃｕ ｅ Ｃ ｎ ｒ ｌ ｗｉ ｌ ｉｇ ｍｏ ｅ ｖ ｃ 的“ Ｖ ｒ ｌ－ ｔｕ ｔ ｒ ｏ ｔｏ ａ ｔ Ｓｉ ｎ ｄ ， ｓ ） 变结 ｈ ｄ 构 ” 性 使 系统 对 参数 和干 扰 不 敏 感 ， 特 因此 具 有 良好 的鲁 棒 性…。 本 文 针 对北 京 航 空 航 天大 学 Ｂ ＵＡＡ Ａ Ｓ Ｔ微 小 卫星 执 行 机 构为 磁 力 矩 器 、 磁分 布 不 确 定 的特 点 ， 计ＶＳ 控 制律 ， 剩 设 Ｃ 实现 姿 态 稳 定 。 真 仿 结果验证 了该方法的有效性。
（１ １）
，ｌ
１ 卫星姿态动力学和运动学方程
卫星 姿 态 动 力 学 方 程 ：
ｑ
Ｔｓ ｖ ｓ… Ｋｓ ｐ ｇ （） ｓ ｎｓ
为 系 统 进 入 滑 动 模 态 后 的 等效 控 制 ； 为 切 换 控 制 ， 用来 ‘ ， 出＋０ ＸＪ ＝Ｔ ＋Ｔ ９ ｗ ｄ （） 实 现 对 外 加 干 扰 的 鲁 棒控 制 ； Ｐ 正 定 对 称 阵 。 结 构 上 看 ， １ Ｋ、 为 从 该 其 中 ， 为 卫 星 转 动 惯 量 阵 ， 为 本 体 坐 标 系 Ｓ 相 对 惯 性 坐 标 控 制 器 能 使 系统 状 态 以 指 数形 式 趋 近 到 滑 模面 ， 过 增 大 ， ． ， ｂ 通 同时 系 的 角 速 度 ， ｃ Ｔｄ 别为 控 制 力 矩 和 干 扰 力 矩 。 Ｔ 、 分 减 小 ｐ 可 加 快 趋 近 过 程 ， 高 响 应 速 度 ， 小 抖 振【。 既 提 减 卫 星 姿态 运 动 学 方 程 ： 将 式 （０ ，１ ） 人 式 （）再 代 入 式 （）得 ： １ ）（ １代 ９， ８，
微纳卫星用空芯磁力矩器的设计与实现
图 1 通电回路在磁场中的受力情况
通电回路在地磁场中的受力情况如图 1 所
示，一长 a 宽 b 的矩形通电回路处于磁感应强度
为 B 的地磁场中，以 Y 轴为转动轴，且与磁场的
夹角为 α 。由受力分析易知其在 Y 轴方向的转矩
如下式所示;
T = IA× B
(1)
其中 A 为有效面积。
通常磁矩定义为：
M =I⋅A
Abstract: The Attitude Control System (ACS) is a very important part of satellite, and the Magnetic Torquer is one of the attitude controlling executive devices that is important and reliable. an air core magnetic torquer used in the micro/nano satellites is designed and implemented in the paper. According to the principle that there is lorentz force when electrified conductors are put into the magnetic field, the coil and the stent are designed. The coil driving and current measuring circuit is made by using the PWM principle, which realizes the controllable and measurable of amplitude and direction of current. The moment curve of the magnetic torquer in the orbit is simulated by MATLAB. Experiments show that the magnetic torquer is of low energy, small remanence and can meet the requirments of the satellite attitude control.
微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用
Aug. 25 2017 Vol. 37 No. 4 28-33ISSN 1000-758X CN 11-1859/Vhttp ：曃zgkj . cast , cnDOI : 10.16708/j . cnki . 1000-758X .2017.0050微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用中国空间科学技术Chinese Space Science and Technology袁勤^,寇义民12,季艳波\李春11. 深圳东方红海特卫星有限公司，深圳5180542. 哈尔滨工业大学控制工程系，哈尔滨150001摘要：为降低微小卫星的成本和提高卫星可靠性，研究采用磁力矩器作为唯一执行机构对卫星进行三轴姿态稳定的问题。
利用线性二次型调节器（Linear Quadratic Regulator , L Q R )最优控制理 论分别设计无限时间状态调节器和定常增益状态调节器，实现纯磁控下的微小卫星对地三轴稳定控 制。
同时结合卫星实际工程应用，以在轨飞行的“开拓一号”卫星为研究对象，分析卫星惯量积、轨 道倾角、剩磁干扰、气动干扰等因素对控制精度的影响。
仿真结果表明L Q R 控制器具有稳定性和 实用性，在小干扰情况下，控制精度较高。
关键词：微小卫星；三轴姿态稳定；磁控；最优控制；控制精度 中图分类号：V 412. 4文献标识码：AEngineering application of micro-satellite 3-axis stable control with only magnetic actuatorsYUAN Qin 1* , KOU Yimin 1'2, Jl Yanbo1 , LI Chun11. Shenzhen Aerospace Dongfanghong HIT Satellite Ltd, , Shenzhen 518054, China 2, Dept. Control Engineering, Harbin Institute o f Technology, Harbin 150001, ChinaA bstract ： To reduce the cost and improve the reliability of micro -satellites , a method whichemploying magnetic torques as the only actuators was developed to realize three axis stable control . Then by using linear quadratic regulator (LQR ) optimal control theory , the infinite time state regulator and steady gain regulator were designed to stabilize micro-satellite to nadir pointing using fully magnetic torques . Meanwhile , taking KaiTuo -1 satellite in-orbit flight as the research object , the product of inertia , orbit inclination , residual magnetism and aerodynamic drag disturbance that brings different effects for the control precision were analyzed . Simulation results validate efficiency and practicability of LQR controller . It can achieve high control precision under little disturbance .收稿日期：201灢10-26;修回日期：2017-01-06;录用日期：2017-06-29;网络出版时间：2017-08-11 10: 18: 14网络出版地址：h t t p :曃kns. cnki. net/kcm s/detail/11. 1859. V. 20170811. 1018. 001. html*通讯作者：袁勤（1990 —），女，硕士，工程师，y u a n q in _s z d fh @163.c o m ,研究方向为航天器动力学与控制引用格式：袁勤，寇义民，季艳波，等.微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用中国空间科学技术，2017, 374):28-33.YU AN Q , K O U Y M , J I Y B , eta l. Engineering application o f m icro-satellite 3-axis stable control with only magnetic actuators [J ]. Chinese Space Science and Technology , 2017 , 37(4): 28-33 (n Chinese ).袁勤，等：微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用29 Key w ords：micro-satellite；3-axis attitude stability；magnetic control；optimal control；control precision微小卫星具有设计集成度高、成本低、研制周期短、发射灵活等优点，在空间活动中发挥越来越重要的作用。
磁控微小卫星速率阻尼和姿态捕获研究_刘海颖
变化, 由于 2 X0 n X , 可以近似有
0=
dB dt
=
5B 5t
+
X @ B = BÛ+
X@ B
( 11)
即 BÛ = B @ X , 从而得到控制律
Mb = - KBÛb
( 12)
其中磁场变化率 BÛb 由磁强计的量测值, 进行滤波处
置动量卫星进行大角度姿态控制, 尤其该新方法 操作简捷, 明显减少初态控制时间。
关键词: 微小卫星; B- dot 控制; 滑模控制; 速率阻尼; 姿态捕获
中图分类号: V448. 22
文献标识码: A
文 章编号: 1000- 1328( 2007) 02- 0333- 05
0 引言
随着微小卫星研制的兴起, 直接使用磁力矩器 进行姿态控制成了国际上研究的热点, 许多学者研 究了不同磁 控制方法[ 1, 2,3] , 并应用到实 际工程中。 微小卫星多采用搭载或一箭多星发射, 入轨初始条 件不能得到保障, 应用主动磁控进行姿态捕获进而 建立姿态稳定基准成为关键技术[ 4, 5, 6] 。对于磁力矩 器加偏置动量轮的控制方案, 通常是在速率阻尼后, 进行姿态捕获建立姿态稳定基准, 然后起旋动量轮。 然而, 对于没有重力梯度稳定的卫星, 完全依靠主动 磁控建立姿态基准, 进 行动量轮起旋, 难度可 想而 之, 不仅进入任务阶段的时间长, 并且在大的干扰力 矩下建立稳定基准更加困难。
3000s 就可以将角速率阻尼到 0. 002radPs, 从图 2 的 Y 轴与轨道法向夹角可以看出, 角速率阻尼但最后 姿态不稳定; 对于 B- dot 阻尼同时起旋动量轮, 动 量轮 600s 达到额定转速并保持常速旋转, 结果如图 3、4, 此时最大磁矩为 5. 8Am2, 和动量轮不起旋时基 本相同, 同时从图 4 来看, 姿态能迅速稳定。对比单
重力梯度稳定小卫星的最优主动磁控和动量轮控制
航 天 控 制 Aerospace Control
・27・
重力梯度稳定小卫星的最优主动磁控和动量轮控制
黄卫东 张育林
国防科学技术大学 ,长沙 410073 摘 要 为了提高小卫星定点精度 , 姿态控制系统采用俯仰轴动量轮控制和三 轴磁力矩控制 。用四元数方法建立起卫星动力学方程和运动学方程 。以响应时 间和响应时间内欧拉角误差和角速率误差的平方和这两个单目标作为目标函 数 ,以三轴的位置增益 、 速率增益和卸载增益为设计变量 , 以三轴欧极子矩不超 过要求值 ,俯仰轴的轮动量矩不超过要求值 ,以及末尾响应时间内应保证欧拉角 和角速率逼近控制值为约束条件 ,建立起卫星最优控制模型 。最后 ,作为例子应 用到小卫星姿态控制中 ,结果证实最优控制算法是可行有效的 。与传统 PD 控制 相比 ,优化后的姿态控制性能也大大提高 。 主题词 姿态控制 优化控制 P I D 控制 多目标优化 中图分类号 : V448 文献标识码 : A 文章编号 : 1006 2 3242 ( 2005 ) 04 2 0027 2 05
用四元数法 ,卫星运动学方程建立如下 :
dq 1 = Ω (ωsc ) ・q, dt 2
2 多目标优化方法
其中 , 设 fi 第 i个学科目标函数值 , ∨fi 为第 i个学科 目标函数最大值 , fi 为第 i个学科目标函数最优值 (通常为最小值 ) ,则定义各目标函数优属度
ri =
3
0
ωzsc
trolled w ith pitch 2ax is m om en tum and th ree2ax is m agnetic torque . The sa tellite dynam ics equa tion and k ine2 m a tic equa tions a re bu ilt w ith the m ethod of qua tern ion. M agnetic torque genera tes m agnetic d ipole m o2 m en ts w hose in teractions w ith the ea rth ’ s m agnetic field produce the torque necessa ry to rem ove the excess m om en tum. Th ree position, th ree ra te, and a dum ping con trol ga ins a re opti m a lly found by bu ild ing up the optim a l a ttitude con trol m odel . In the m odel, tw o sing le objectives: the m in im um of the transien t tim e and the m in im um of the sum of both the squa re sum of the a ttitude ang le error and the squa re sum of the ang le ra te error a re in teg ra ted in to the m u lti objectives w ith m u ltiobjective optim iza tion approach. The constra in ts requ ire tha t the a ttitude ang le, the ang le ra te, the th ree2ax is d ipole m om en t and the pitch w heel m om en tum shou ld not exceed the requ ired va lue . F ina lly, an applica tion to the a ttitude con trol of sm a ll sa tellite is pres2 en ted as an exam ple . R esu lts show tha t the optim a l con trol a lgorithm is feasible, effective and reliable, and a ttitude con trol perfor m ance is a lso sign ifican tly im proved after optim iza tion, com pa red w ith the trad itiona l
微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用
微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用袁勤;寇义民;季艳波;李春【摘要】为降低微小卫星的成本和提高卫星可靠性,研究采用磁力矩器作为唯一执行机构对卫星进行三轴姿态稳定的问题.利用线性二次型调节器(Linear Quadratic Regulator,LQR)最优控制理论分别设计无限时间状态调节器和定常增益状态调节器,实现纯磁控下的微小卫星对地三轴稳定控制.同时结合卫星实际工程应用,以在轨飞行的"开拓一号"卫星为研究对象,分析卫星惯量积、轨道倾角、剩磁干扰、气动干扰等因素对控制精度的影响.仿真结果表明LQR控制器具有稳定性和实用性,在小干扰情况下,控制精度较高.%To reduce the cost and improve the reliability of micro-satellites,a method which employing magnetic torques as the only actuators was developed to realize three axis stable control.Then by using linear quadratic regulator(LQR)optimal control theory,the infinite time state regulator and steady gain regulator were designed to stabilize micro-satellite to nadir pointing using fully magnetic torques.Meanwhile,taking KaiTuo-1 satellite in-orbit flight as the research object,the product of inertia,orbit inclination,residual magnetism and aerodynamic drag disturbance that brings different effects for the control precision were analyzed.Simulation results validate efficiency and practicability of LQR controller.It can achieve high control precision under little disturbance.【期刊名称】《中国空间科学技术》【年(卷),期】2017(037)004【总页数】6页(P28-33)【关键词】微小卫星;三轴姿态稳定;磁控;最优控制;控制精度【作者】袁勤;寇义民;季艳波;李春【作者单位】深圳东方红海特卫星有限公司,深圳 518054;深圳东方红海特卫星有限公司,深圳 518054;哈尔滨工业大学控制工程系,哈尔滨 150001;深圳东方红海特卫星有限公司,深圳 518054;深圳东方红海特卫星有限公司,深圳 518054【正文语种】中文【中图分类】V412.4Key words：micro－satellite；3－axis attitude stability；magnetic control；optimal control；control precision微小卫星具有设计集成度高、成本低、研制周期短、发射灵活等优点，在空间活动中发挥越来越重要的作用。
CubeSat立方星介绍
CubeSat立方星介绍1CubeSat概述CubeSat即立方星，是一个结构形状呈立方体的微小卫星。
这种卫星虽然重量轻体积小，但是能够搭载一定的空间实验载荷开展科学实验，并且价格低廉，目前已经成为一种国际化的微小卫星标准。
CubeSat标准最初是由加州理工大学和斯坦福大学的一个团队于1998年发起的，而第一次CubeSat发射是在2003年。
标准化大大方便了卫星的测试与发射，确保了技术延续性和成熟度，并极大并降低了成本，这对于大学这样的研究机构开展相关空间方面的研究是十分有利的，同时也能调动广大学生的创新意识，因此获得了高校和研究机构的广泛关注。
之后CubeSat如同雨后春笋般出现，至今已有几十颗成功发射。
CubeSat标准定义了卫星的标准尺寸，必要的机械结构以及通用的用于卫星释放的运载适配器装置（即星箭接口，每个装置中可以容纳3颗CubeSat卫星）等（/images/developers/cds_rev12.pdf）。
立方星以“U”进行划分，所谓1U即指一个标准单元（体积10×10×10cm3的立方体，重量约1kg）。
1kg重量中按如下方式分配：●结构500g●平台系统200g●电池100g●任务载荷＜200g立方星是模块化的架构，可以“U”为单位在一个轴或多个轴上扩展，形成2U、3U甚至更大的立方星。
目前发射最多的是3U构型的立方星。
常见的规格如下：表格1-1 1U和3U立方星常见规格及技术水平表格1-2 微小卫星规格划分根据微小卫星的分类，立方星属于纳星范畴。
我国首次参加的CubeSat项目是欧洲的QB50-CubeSat工程。
QB50工程由比利时冯卡门流体动力学研究所（VKI）联合欧空局（ESA）、陕西省微小卫星工程实验室（SELM）、荷兰代尔夫特理工大学等世界多个研究机构共同提出：采用50颗CubeSat组网，实现对目前人类尚未深入涉足的低层大气进行多点在轨测量，同时在星座中开展卫星再入大气层过程的一些相关研究。
三轴稳定微小卫星主动磁阻尼姿态控制
AEROS PAC E S HAN GHAI
29
三轴稳定微小卫星主动磁阻尼姿态控制
张利宾 ,杨 旭 ,杨 涤
(哈尔滨工业大学 航 天学 院 ,黑龙江 哈尔滨 150001)
摘 要 : 针对三轴稳定微小卫星 ,用四元数法建 立了速 率阻尼 阶段的 动力学 和运动 学模型 。根 据地磁 场强度 矢量投影到轨道坐标系的简便旋转关系 ,设计了采用主 动磁控的 拟比例 微分控 制器 , 同时分 析了磁 力矩器 的磁偶 极矩 。速率阻尼仿真结果表明 : 该控制法有效可行 ,具有一定 的应 用价值 。 关键词 : 三轴稳定微小卫星 ; 主动磁控 ; 四元数 ; 拟比例 微分 控制 ; 速率阻尼 中图分类号 :V448 . 222 文献标识码 :A
Abstract : The at titude dyna mic s and kinematic s model during r ate damping was built with quate rnion for a t hree2 a xis stabilized micro2sa tellite in t his paper . Acco rding to the simple a nd conve nient projection of the geomagnetic field vector in the or bit ref ere nce f rame , a qua si propor tio nal plus de riva tive controller was de signe d with active magnetic cont rol. And t he magnetic dipole moment wa s analyzed. The simulation results of the micro2satellite rate damping showe d that the cont rol method wa s valid and wa s very usef ul for application. Keywor ds: Thr ee2 a xis sta bilized micro2sa tellite ; Ac tive magnetic control ; Quate rnion ; Qua si proportional plus derivative control ; Ra te damping
微小卫星三轴磁强计测量误差校正方法
微小卫星三轴磁强计测量误差校正方法刘燎;孙华苗;何波;薛力军;张迎春【摘要】微小卫星在轨进行磁阻尼和磁定姿时,要利用三轴磁强计测量磁场强度,由温度变化引起的测量误差大大降低了测量精度,因而要对测量误差进行校正.文章提出一种校正方法,通过分析三轴磁强计的测量误差建立误差校正模型,利用磁环境模拟器的磁场强度、温度及三轴磁强计的输出电压,对三轴磁强计进行温度建模,利用伪逆法求得三轴磁强计的标定系数,再利用标定系数和零位电压对温度进行线性拟合,可实现三轴磁强计测量的温度补偿.在温度可变的磁环境模拟器中采用校正方法对三轴磁强计进行测试,结果显示该校正方法具有很好的实用性.%Measurement of the magnetic field intensity is required for micro-satellite to damp and attitude control.The measurement errors because of change of the temperature would reduce the measurement precision of the three-axis magnetometer,so the measurement errors need to be calibrated.In this paper,an error calibration method of three-axis magnetometer measurement is proposed,and the error calibration model is established based on measurement error analysis. According to the magnetic field intensity and temperature of the magnetic simulator and the out-put voltage of the three-axis magnetometer,the temperature model of three-axis magnetometer is set up.The calibration coefficient is achieved by pseudo-inverse method,and the relationship be-tween calibration coefficient and temperature,the relationship between zero-point voltage are fit-ted with linear method,then the measurement precision of the three-axis magnetometer could be compensated by temperature.Thethree-axis magnetometer is calibrated and tested in a magnetic simulatorin which the temperature can change.The results verify the correctness and effective-ness of the calibration method proposed in the paper.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2018(027)001【总页数】7页(P89-95)【关键词】微小卫星;三轴磁强计;温度模型;标定系数;线性拟合【作者】刘燎;孙华苗;何波;薛力军;张迎春【作者单位】深圳航天东方红海特卫星有限公司,广东深圳 518064;微小卫星控制系统仿真与测试工程实验室,广东深圳 518064;深圳航天东方红海特卫星有限公司,广东深圳 518064;微小卫星控制系统仿真与测试工程实验室,广东深圳 518064;深圳航天东方红海特卫星有限公司,广东深圳 518064;微小卫星控制系统仿真与测试工程实验室,广东深圳 518064;深圳航天东方红海特卫星有限公司,广东深圳518064;深圳航天东方红海特卫星有限公司,广东深圳 518064;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨 150001【正文语种】中文【中图分类】V448.2三轴磁强计能用来测量载体所处周边环境的磁场强度大小和方向。
leo对地观测微小卫星磁姿态控制方法研究
摘要近年来，微小卫星发展迅速，不再局限于试验卫星阶段。
微小卫星因其研制样是一个复杂的系统，其中姿态控制系统是微小卫星在轨稳定运行的保障。
随着微小卫星任务复杂度逐渐上升，对微小卫星的控制系统要求也越来越高。
而姿态系统的研究重点是姿态控制律的研究，它是实现卫星高精度与高稳定度在轨运行的保障。
本文以某近地轨道对地观测微小卫星为背景，为了实现卫星在轨运行期间的三轴稳定，对姿态控制系统的控制器部分进行了研究。
本文研究的微小卫星控制系统只采用磁力矩器作为执行机构，因主要是对控制器部分进行研究，忽略姿态确定部分的研究。
本文主要针对微小卫星小角度摄动、大角度机动的情况进行控制器的研究，并且考虑到空间未知干扰的情况。
根据磁力矩器在轨期间控制力矩受限的特点进行磁补偿设计。
针对任务卫星进行基础比例微分（Proportion Derivative，PD）控制器设计，并通过四元数标量改进为拟PD控制器，并分析其优缺点。
根据卫星小角度摄动，在平衡点处线性化卫星模型，在线性化模型的基础上设计能离线计算的线性二次型调节器（Linear Quadratic Regulator，LQR）控制律，此控制律可减小星载计算机的负载。
数学仿真表明，拟PD控制器与LQR控制器都能使微小卫本文针对微小卫星的大角度机动，设计了响应速度快、鲁棒性强的滑模控制器。
因转动惯量难以精确测得并且考虑到空间存在未知干扰的情况，改进了滑模变结构控制。
根据状态观测器可以估计状态变量的原理，在滑模控制的基础上设计了滑模扩张观测器控制律。
通过扩张观测器良好的估计性能，对姿态控制系统进行了动态补偿。
依次对滑模变结构控制以及滑模扩张观测器控制仿真分析，结果表明滑模及改进算法的稳定精度高，稳定实间短，并且滑模扩张观测器具有良好的抗干扰能力。
关键词：微小卫星；姿态控制；LQR控制；滑模控制；扩张观测器AbstractIn recent years, micro-satellites have developed rapidly . It is no longer confined to the stage of experimental satellites. Micro-satellites are widely used in engineering because of its low cost and fast development. The system of micro-satellites is a complex system like large satellites, and the attitude control system is the guarantee of the stable operation of micro-satellites on orbit. As the complexity of micro-satellites gradually increases, the requirements for micro-satellites control systems are also getting higher and higher. The focus of the attitude control system is the research of attitude control law, which is the guarantee for the high precision and high stability.In this paper, based on the background of an observation micro-satellite on low earth orbit, the controller part of the attitude control system is studied in order to achieve the three-axis stability during the orbit operation. The micro-satellite control system studied in this paper only uses the magnetic torque converter as the actuator, mainly because of our research is put on the part of the attitude controller, and ignoring the research on the part of attitude determination.This paper mainly focuses on the small-angle perturbation and large-angle maneuver of the micro-satellites to conduct the controller research. Furthermore, we take the space unknown interference situation into account. The magnetic compensation design is carried out according to the characteristics of the limited torque control during the magnetic moment. The design of the quasi-PD control law for mission satellite is carried out and the advantages and disadvantages are analyzed. According to the satellite small-angle perturbation, the satellite model is linearized at the equilibrium point. Based on the linearized model, a linear quadratic regulator control law is calculated to reduce the load on the on-board computer. The mathematical simulation shows that the quasi-PD controller and linear quadratic regulator(LQR) controller can control the micro-satellites stability and have certain engineering and practical value.For the large-angle maneuvering of micro-satellites, a sliding mode variable structure controller with fast response and strong robustness is designed in this paper. Due to the fact that the moment of inertia cannot be accurately measured and the unknown disturbance exists in the space, the sliding mode variable structure control is improved. According to the principle that the state observers can estimate state variables, the sliding mode extended observer control law is designed based on the sliding mode variable structure control. The attitude control system is dynamically compensated by the good estimation performance of the dilatation observer. The simulations of sliding mode control and sliding mode control are carried out respectively. The results show that these two control algorithms have the high stability, short stabilization time and strong suppression of interference.Keywords: micro-satellite, attitude control system, LQR control, sliding mode control, extended state observer目录摘要 (I)Abstract .......................................................................................................................... I I 第1章绪论 . (1)1.1课题研究的背景 (1)1.2研究的目的和意义 (1)1.3微小卫星及其姿态控制系统国内外研究现状 (3)1.3.1微小卫星研究现状 (3)1.3.2姿态控制系统研究现状 (4)1.4本文研究的内容与结构 (6)1.4.1本文研究的内容 (6)1.4.2本文的论文结构 (6)第2章卫星姿态建模 (8)2.1参考坐标系 (8)2.2姿态描述 (9)2.2.1方向余弦描述 (9)2.2.2欧拉角描述 (11)2.2.3四元数描述 (12)2.2.4Rodrigues参数描述 (13)2.3卫星姿态运动学与动力学方程 (15)2.3.1运动学方程 (15)2.3.2动力学方程 (15)2.4环境力矩模型 (16)2.4.1重力梯度力矩 (16)2.4.2气动力矩 (17)2.4.3太阳光压力矩 (17)2.4.4剩磁干扰力矩 (17)2.5本章小结 (18)第3章基于拟PD与LQR的磁姿态控制 (19)3.1卫星仿真参数标准 (19)3.1.1姿态控制系统仿真模型 (19)3.1.2卫星参数 (20)3.2磁控补偿 (20)3.2.1磁力矩器模型 (20)3.2.2磁补偿 (21)3.3卫星模型线性化 (23)3.3.1运动学方程线性化 (23)3.3.2动力学方程线性化 (24)3.3.3卫星线性化模型 (26)3.4拟PD磁控设计与仿真 (27)3.4.1拟PD磁控 (27)3.4.2仿真及分析 (28)3.5线性二次型调节器磁控及仿真 (30)3.5.1无限时间状态调节器 (30)3.5.2定常增益状态调节器 (32)3.5.3仿真及分析 (34)3.6本章小结 (35)第4章基于滑模扩张观测器的磁姿态控制 (37)4.1滑模变结构控制 (37)4.1.1滑动模态的存在和到达条件 (37)4.1.2滑模控制趋近律 (38)4.2滑模磁控及仿真分析 (39)4.2.1设计滑模面 (40)4.2.2设计控制律 (40)4.2.3仿真及分析 (41)4.3状态观测器 (43)4.4滑模扩张状态观测器设计及仿真 (44)4.4.1扩张观测器设计 (44)4.4.2滑模扩张观测器设计 (45)4.4.3仿真及分析 (46)4.5本章小结 (48)结论 (50)参考文献 (51) (54)致谢 (55)第1章绪论1.1课题研究的背景近年来，人们对宇宙的探索更加深入，对空间资源的探测开发也日益增多。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
微小卫星三轴磁力矩器作者：贾文奎， 陈肇新， 王晓霆， 张奇作者单位：中科院空间中心/北京中科九章公司1.期刊论文王新升.韩建斌.梁斌.李基勇.Wang Xinsheng.Han Jianbin.Liang Bin.Li Jiyong基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真-北京航空航天大学学报2010,36(7)针对某在研卫星项目任务需求,以单轴气浮台为仿真平台,对单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了气浮台实时仿真研究.介绍了微小卫星仿真气浮台系统的硬件组成,论述了仿真系统软件实现的机制,分析了姿态控制系统的基本原理.根据任务要求,对微小卫星三轴正常姿态稳定控制,大角度机动姿态控制模式进行了仿真实验.实验结果表明姿态控制系统的控制精度能够满足任务要求,从而验证了姿态控制系统方案的正确性和可行性.2.会议论文郭伟民.赵新国.曹延华基于STK的微小卫星姿态控制可视化演示与验证2008为了探索微推进器用于微小卫星姿态控制的可行性方案,需要开发微小卫星姿态控制过程的可视化演示与验证平台.以某型号微小卫星为仿真对象,利用Matlab设计了卫星俯仰通道和滚动/偏航通道的姿态控制模型,并实现了卫星姿态控制的数据仿真.基于STK中的STK/Connect模块,实现了卫星姿态控制过程的可视化演示.在可视化过程中,结合某型号微小卫星的案例数据,验证了所设计的卫星姿态控制模型与可视化程序.3.学位论文郭云飞偏置动量微小卫星姿态控制系统研究2008自上个世纪80年代以来，国际上微小卫星的发展十分迅速，世界上已经有20多个国家和地区开展了微小卫星的研究工作。
微小卫星如此势头勇猛的发展，可以说是国际航天技术和空间技术的一场划时代的革命。
作为现代微小卫星的关键部分，现代微小卫星的姿态控制系统需具有结构简单、质量轻、可靠性高和低成本等特点。
本文以某具体卫星的姿态控制系统的方案论证为背景，对微小卫星的姿态确定技术、磁控技术进行了研究。
主要研究工作如下：使用欧拉角和四元数两种卫星描述，建立了完整的卫星姿态运动模型，并分析了卫星受到的各种环境力矩的数学模型。
同时给出了欧拉角和四元数之间的转换关系及相关定义。
为论文研究的展开奠定了基础。
卫星姿态确定和控制系统中一个重要的组成部分就是卫星的姿态敏感器及执行机构，卫星姿态确定的精度和控制效果与之息息相关。
对卫星姿态确定及控制所需要的姿态敏感器的测量方程和执行机构的工作原理进行了论述和研究。
同时讨论了磁力矩器的磁矩生成和分配方法。
姿态确定研究：讨论了扩展卡尔曼滤波的原理及流程，并对状态方程进行了一定程度上的线性化工作，从而利用扩展卡尔曼滤波，设计了多传感器联合滤波定姿算法。
讨论了修正罗德里格参数的定义及其与四元数之间的相互转换关系，给出了修正罗德里格参数描述的系统状态方程，同时介绍了SSUT的采样策略及特点。
基于修正罗德里格参数和SSUT变换，利用UKF滤波，设计了“磁强计+太阳敏感器”联合滤波定姿算法。
并且进行了仿真分析及适用度讨论。
磁控技术研究：设计了卫星在初始速率阻尼阶段的磁控算法，即minus B-dot算法，利用磁力矩器阻尼卫星三轴的角速率；基于四元数，设计了偏置动量小卫星的滑模磁控算法；当动量轮停转时，工程中常将重力梯度杆作为一种备份执行机构，从而针对重力梯度稳定卫星，设计了自适应磁控算法。
仿真算例表明所设计的磁控算法是有效的。
4.会议论文徐燕.曹云峰微小卫星的鲁棒H∞姿态控制2004对于中低轨道的微小卫星而言,由于质量轻和体积小的特点,其姿态指向精度受自身转动惯量的变化和各种空间环境干扰力矩的影响非常大,所以设计一种能克服转动惯量的变化和各种空间环境干扰力矩影响的鲁棒控制器具有重要的工程意义和理论价值.本文分析了微小卫星的姿态动力学及运动学方程;考虑存在参数不确定性和各种空间环境干扰力矩的影响,提出了一种鲁棒H∞姿态控制方法,仿真结果验证了该方法的有效性.5.学位论文徐燕微小卫星三轴稳定姿态控制系统设计2005微小卫星具有重量轻、体积小、研制成本低等特点,在空间任务中起着非常重要的作用.姿态控制系统是微小卫星完成各种任务的基本前提,是微小卫星的关键技术和研究重点.本文主要针对某型微小卫星,对其姿态控制系统进行了研究.首先研究了星体模型.根据微小卫星的特点,分析了星体参数不确定性和各种空间环境干扰力矩,推导出微小卫星的姿态动力学模型,并对模型进行了线性化处理.随后主要研究了微小卫星的鲁棒H<,∞>姿态控制规律.详细说明了H<,∞>控制的理论和算法,并运用H<,∞>控制方法设计了微小卫星姿态的状态反馈控制律.在控制律的求解过程中引入了LMI方法,大大简化了计算过程.最后结合微小卫星的姿态动力学模型在MATLAB中进行仿真,仿真结果证明H<,∞>控制可使系统具有良好的鲁棒性和抗干扰能力.H<,∞>控制方法提高系统鲁棒性是以牺牲系统的其他性能为代价的.为此,我们又设计了微小卫星姿态的H<,2>/H<,∞>混合控制器.此控制器结合H<,∞>控制和H<,2>控制的优点,可以使整个系统既可以保持良好的鲁棒性和抗干扰能力,又可以获得优良的动态性能.最后对某型微小卫星的三轴稳定姿态控制系统进行了设计.首先给出了姿态稳定控制系统的总体方案;然后具体介绍了本系统所采用的姿态敏感器、姿态确定算法和执行机构;最后对以反作用飞轮为执行机构的姿态主动稳定系统进行了研究,并结合前面设计的控制律进行了仿真.仿真结果表明所设计的三轴稳定姿态控制系统方案可实现微小卫星的高精度姿态稳定.6.期刊论文徐敏.李俊峰.王照林.XUMin.LIJunfeng.WANGZhaolin重力梯度稳定微小卫星大角度机动最优控制的遗传算法-清华大学学报（自然科学版）2000,40(6)为满足小卫星设计要求,针对重力梯度稳定微小卫星,建立了其大角度姿态机动的动力学模型,并应用Pontryagin极大值原理进行了最优控制问题的研究.同时,将遗传算法引入卫星姿态控制的数值计算中,求解最短时间控制问题和能量最优控制问题,发展了一种新的最优控制问题的计算方法,避免了对迭代初值进行猜测的困难,提高了计算效率.以"清华一号"微小卫星为算例进行了数值仿真计算,得到了卫星姿态角度和反作用飞轮控制力矩的变化规律.7.学位论文谢祥华微小卫星姿态控制系统研究2007从20世纪80年代美国军方提出了现代小卫星的概念以来，微小卫星发展迅速，成为目前航天器发展的一个重要方向。
作为现代微小卫星的关键部分，现代微小卫星的姿态控制系统需具有结构简单、质量轻、可靠性高和低成本等特点。
本文以某具体卫星的姿态控制系统的方案论证为背景，对微小卫星的姿态确定技术、主动磁控技术和姿控算法的硬件实现问题进行了研究。
主要研究工作如下：较全面、系统的总结了欧拉角和四元数两种卫星姿态描述方法，建立了完整的卫星姿态运动模型，并分析了卫星受到的各种环境力矩的数学模型。
姿态确定方面：对微小卫星的姿态敏感器的工作原理和测量方程进行了研究；基于确定性方法，讨论了TRIAD和QUEST两种双矢量定姿的具体算法，给出了一种利用地磁矢量和红外地平仪联合定姿的粗定姿算法；基于状态估计法，利用扩展卡尔曼滤波，设计了基于“红外地平仪+ 太阳敏感器+磁强计”的联合滤波定姿算法和基于磁强计的俯仰通道与滚动/偏航通道解耦的卡尔曼滤波定姿算法。
通过仿真算例对各定姿算法的定姿精度和适用范围进行了验证。
主动磁控方面：介绍了执行机构磁力矩器的工作原理和磁控力矩的特点，讨论了磁矩生成和分配的两种方式；设计了卫星在初始速率阻尼阶段的磁控算法；针对偏置动量卫星的运动特性，对其俯仰通道和滚动/偏航通道分别设计了相应的磁控算法；由于偏置动量轮有可能会停转，工程中常将重力梯度杆作为一种备份执行机构，针对重力梯度稳定卫星，设计了基于欧拉角反馈和基于四元数反馈两种形式的PD磁控算法。
仿真算例表明所设计的磁控算法是有效的。
航学报2009,30(1)针对偏置动量稳定的微小卫星,提出了一种仅利用磁强计作为定姿部件,磁力矩器作为主动控制部件的主动磁控制算法.在星箭分离初期,提出改进的B-dot速率阻尼方法使卫星姿态角速率快速减小,在卫星角速率较低时,设计了加低通滤波器的PD俯仰控制律,并设计了以地磁矢量B作为判断依据的滚动角、偏航角反馈的进动控制律及基于B-dot的章动控制律.数学仿真结果表明,所设计的主动磁控方法收敛、有效.该算法具有良好的工程应用前景,对于低成本微小卫星的研究是一个有益的探索.9.学位论文陈懿基于DSP技术的皮卫星姿态控制系统的设计与实现2005从20世纪80年代美国军方提出了现代小卫星的概念以来,现代微小卫星技术发展非常迅速,微小卫星是目前航天器发展的一个重要方向.现代微小卫星具有重量轻、性能好、研制周期短、造价低等优点.作为现代微小卫星关键部分,姿态控制系统需具有结构简单、质量轻、工作时间长和可靠性高的特点.本文就是在"973"和教育部的资助下("皮卫星技术研究"和"皮卫星关键技术基础研究"),对皮纳微小卫星姿态控制和稳定系统进行的系统研究和验证试验.本文要设计的姿态控制系统,最终目标是一个低功耗的三轴稳定的皮纳卫星姿态控制系统,主要的工作是方案设计和单轴方案验证.由于皮纳卫星体积很小,能源供应亦十分紧张,姿态控制方案设计必须考虑这两个因素.系统采用一个微机械偏置动量飞轮作为姿态控制的主执行机构,利用4个微机械动量喷气装置对飞轮进行饱和卸载,同时还配有三轴磁力矩器作为辅助姿态控制执行机构.考虑到能源和星上空间的因素,姿控系统的姿态敏感器直接利用卫星(近似一正方体)的6个表面上的太阳能电池作为太阳敏感器,同时配有一个三轴磁强计.姿控系统的主控板主要是基于DSP及其扩展电路完成的,负责采集多路姿态信息,确定卫星当前姿态,判断姿态偏差,从而驱动星上各种执行机构协调工作来达到姿态控制和稳定的效果.本文首先利用DSP及其它数字电路技术设计出姿态控制的主控板.在分析了各个姿态驱动模块的驱动特点之后设计出符合要求的驱动电路模块.通过对太阳能电池的功率输出与卫星相对于太阳的姿态角的关系,得到确定卫星姿态角、角速度和角加速度的方法,并利用姿态偏差量控制偏执动量飞轮实现姿态调整和稳定.综合上面的工作,设计了一个卫星姿控的单轴验证方案,通过在验证平台上的多次实验,可以有效的调整和稳定单轴卫星姿态,证明此姿控方案的可行性,为以后的进一步设计提供宝贵参考.10.会议论文李太玉.张育林利用磁力矩器和阻尼器实现微小卫星三轴姿态控制2001本文通过对在轨卫星所受的地磁力矩进行分析,根据地磁力矩定向和阻尼特性,提出利用磁力矩器和阻尼器实现微小卫星三轴姿态稳定的控制率,并给出仿真结果.结果表明采用此方案的微小卫星具有结构简单、姿态稳定精度高的优点.本文链接：/Conference_6285786.aspx授权使用：北京理工大学(北京理工大学)，授权号：47a9834d-92e2-417c-affa-9e47015b6dd7下载时间：2010年12月9日。