航天技術(shù)的發(fā)展帶動著小型化、大角度快速機動小衛(wèi)星系統(tǒng)的出現(xiàn),同時小衛(wèi)星相關(guān)控制技術(shù)問題也隨之變得復(fù)雜,此外也帶動著衛(wèi)星地面仿真驗證方法的發(fā)展。本文將對小衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)以及地面仿真技術(shù)進行研究。首先,簡要介紹本課題研究背景和意義,同時對小衛(wèi)星姿態(tài)機動控制算法的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀、氣浮仿真平臺國內(nèi)外研究現(xiàn)狀、氣浮仿真平臺自動配平國內(nèi)外研究現(xiàn)狀以及小衛(wèi)星冷氣推進系統(tǒng)的研究現(xiàn)狀進行介紹,并在章節(jié)最后給出本篇論文研究內(nèi)容結(jié)構(gòu)圖。其次,研究了小衛(wèi)星姿態(tài)機動相關(guān)參數(shù)的描述方法,并在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)出小衛(wèi)星姿態(tài)機動的運動學(xué)方程和動力學(xué)方程�？紤]到飛輪用于姿態(tài)機動時自身的局限性,如力矩飽和、限制角速度等因素,根據(jù)模型獨立、基于歐拉軸轉(zhuǎn)動、基于歐拉軸轉(zhuǎn)動的遞階飽和等不同控制條件,設(shè)計了基于小衛(wèi)星聯(lián)合執(zhí)行機構(gòu)的PD姿態(tài)控制律和模糊PD控制律。仿真結(jié)果表明,所提出的基于聯(lián)合執(zhí)行機構(gòu)的模糊PD姿態(tài)控制律能夠在保證控制精度的情況下,可快速完成姿態(tài)機動。為保證氣浮仿真平臺能夠滿足模擬小衛(wèi)星的實驗條件,研究了氣浮仿真平臺自動配平技術(shù)。研究過程中,對氣浮仿真平臺自動配平流程進行了設(shè)計,建立了自動配平方法的數(shù)學(xué)模型,為了提高系統(tǒng)抗干擾性能以及提高系統(tǒng)收斂速度減小配平誤差,研究了L1自適應(yīng)自動配平方法,并給出了數(shù)學(xué)仿真結(jié)果,結(jié)果表明在較短的時間內(nèi)完成配平,精度控制在允許的范圍之內(nèi)。最后,設(shè)計和搭建了基于氣浮仿真平臺的冷氣推進系統(tǒng)。包括冷氣推進系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、高壓氣瓶、閥門組件以及拉瓦爾噴管,對拉瓦爾噴管和閥門組件進行分析研究,開發(fā)了推力測試系統(tǒng),并進行了推力測試實驗。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V416.8;V448.22
【部分圖文】：

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文。美國 Professional Instruments Company 公司[21]經(jīng)過幾年的努力研平臺，此氣浮仿真平臺是迄今為止承載力最大的平臺。在 21 世紀初2]研制了可以滿足不同結(jié)構(gòu)衛(wèi)星進行仿真實驗的氣浮仿真平臺，此臺強物理結(jié)構(gòu)和提高臺體承載力，這是迄今為止世界上最為先進的 M國國家航天局[23]為了完成研究衛(wèi)星編隊飛行的任務(wù)，研制一臺六自平臺搭建了模擬外太空環(huán)境的空間，如圖 1.1 所示。

此平臺搭建了模擬外太空環(huán)境的空間，如圖 1.1 所示。圖 1.1 美國編隊飛行模擬器示意圖工大學(xué)[2][4]研制了三自由度衛(wèi)星模擬平臺，用于對航天器空間姿態(tài)穩(wěn)定如圖 1.2 所示。

圖 1.3 SSARD 實物圖麻省理工大學(xué)[24]針對實驗衛(wèi)星 SPHERES 進行研究，并對相關(guān)實驗平臺進行了研究，此科項目的目的是實現(xiàn)衛(wèi)星同步位置保持、連通與再定向等仿真實驗的驗證，同時此平臺還可以對衛(wèi)星自主編隊飛行、姿態(tài)控制相關(guān)算法及衛(wèi)星動力學(xué)方程驗證等進行試驗驗證，如圖 1.4、 1.5 所示。圖 1.4 SPHERES 實物圖
【參考文獻】

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本文編號：2837732