卫星大角度姿态机动控制的SOS设计
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人：赵振根02020802班2008300597卫星三轴姿态飞轮控制系统设计一：概述1.1．坐标系选择与坐标变换在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。
在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。
（1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o OX 轴在轨道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o OY 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系（2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b OX ，b OY ，bOZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。
其中b OX 为滚动轴，b OY为俯仰轴，OZ为偏航轴。
b1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。
(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。
(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。
(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。
然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。
当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。
二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。
北斗定位系统设计方案
北斗定位系统设计1.1.系统设计原理北斗车辆管理调度系统依托全球定位系统（北斗）和地理信息系统（GIS），结合全球移动通讯系统（GSM—GPRS）和国际互联网（Internet），实现对车辆位置（经度、纬度）、速度、方向的监控，以及通过车载终端与车辆原有或加装设备（如传感器等）相连接和数据采集，经过后台软件系统的分析处理，衍生出报警、远程控制、数据统计、视频采集、广告发布、语音呼叫、文字调度等功能，从而实现对车辆的全面监控、调度和管理。
1.2.系统构成整个系统主要由四部分构成：A车载终端、B通信网络、C数据交换中心、D监控中心。
（1）车载终端车载移动单元设备可以为指挥监控中心实时提供每一个移动目标的最新定位数据、运行状况和报警信息等,并自动记录这些信息以便事后查询分析，是用户终端。
车载移动单元主要组成部分的设计车载移动单元是由主控制器CPU、北斗接收机、GSM无线通信模块、功能控制单元等组成。
车载移动单元通过北斗接收天线接收北斗卫星发射的定位信号，经过CPU主控器处理，计算出车辆的日期、时间、经纬度、速度和行驶方向等定位数据。
（2）GSM/CDMA通信网络GSM/CDMA通信网络进行数据、语音、图像的交换与传输。
主要包括GSM/CDMA通信网络、GIS终端、电子显示屏、监控终端、主控计算机。
指挥监控中心结合GIS（Geographic Information System）电子地图,实时地显示出当前监控、指挥的车辆的地理位置。
（3）数据交换中心数据交换中心对系统数据进行实时双向交换和存储。
一方面，通过无线网络接收车载终端上传的数据，存储并按要求下发到各个客户端，实现车辆状态信息（经度、纬度、速度、北斗时间、里程、ACC状态等信息）的实时更新；另一方面，接收各个客户端提交的指令并通过无线网络转发到指定的车载终端，实现监控中心远程设置、更改、查询车载终端参数（IP、ID、上报周期、状态等）。
（4）监控中心监控中心接收数据交换中心的车辆北斗定位数据信息，并对车辆的报警和调度信息进行处理，通过GIS地图匹配就能在电子地图上实时显示车辆当前精确位置，从而方便的实现对车辆的调度、监控、指挥等功能；同时也可通过GSM无线通信网络向指定的车载台发送各种控制指令，实现对车辆的远程控制和信息查询服务。
卫星天线指向机构控制系统的设计与实现
第 ４ 第 ８期 ４卷
ｔｏ ｕ ｅ ｏ ｒ ａｉｅ ｔ ｅ ｈ ｒ ｃｓｏ ｎ ｉｈ ｔｒ ｕｅ ｃ ｎｒ ｌｏ ｈ ａｅｌｔ ｎ ｅ ｎ ｏｎ ｉ ｇ ｍｅ ｈ ｎ ｓ ｒ ｄ ｃ ｄ ｔ ｅ ｌｚ ｈ ｉｈ ｐ ｅ ｉｉｎ ａ ｄ ｈ ｇ ｏｑ ｏ ｔｏ ｆｔ ｅ ｓ ｔ ｌ ｅ ａ ｔ ｎ ａ ｐ ｉｔｎ ｃ ａ ｉｍ． ｇ ｉ
５ ｎ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｔ ｅｓ ｅｉｇｅｒｒｉ ｌｓ ｈ ｎ ±２ ” ｉ ｔｔ ｎ ｒ ｔ ｎ ｐｏ ｅ ｓ ｈｃ ａ ｅ ｌ ｅ ０ ｉｅｔ ｌｍｏ ｎ ． ｈ ｔ ｒｎ ｒ ｓ ｅｓｔａ ｉ ｅ ｏ ８ ｗ ｔ ａｓａｉ ａｙ ｍｏｉ ｒｃ ｓ ，ｗ ｉｈ ｃ ｎ ｒａｉ ｈ ｏ ｏ ｚ
力 矩 可 达 到 ５ ｍ。在 带 ５ ｇ 动惯 量 的模 拟 负 载 时 ，定 位 误差 小 于 ± ８且 运 动 过 程 平 稳 ，实 现 了指 向 机 构 高 ０Ｎ ０ｋｍ 转 ２”
精度大力矩控制 ，对于卫星综合性能的提高具有 重要 的意义与应用价值 。
关 键 词 ：轴 角 解 码 ；矢 量 控 制 ；高精 度 ；大 力 矩 ；高 可 靠 中 图分 类号 ：Ｔ ２ １ Ｐ ７ 文 献 标 志 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１０ —８ ８ ２ １ ）８０ ３ —５ ０ １６ ４ （０ １０ —０ ６０
Ｃｏ ｔ ｏ ｙ ｔ ｍ ｓｇ ｎ ａ ｉａ ｉｎ ｆ ｒ Ｐｏ ｉｉ ｎ Ｓ ｒ ｏ ｏ ｔ ｎ ａ ｎ ｒ ｌＳ ｓｅ Ｄｅ ｉ ｎ ａ ｄ Ｒｅ ｌｚ ｔｏ ｏ ｓｔｏ ｅ ｖ ｆＡｎ ｅ ｎ
航天器姿态确定与姿态控制
光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的
光电池条组成，其数量决定了太阳敏感器输出
编码的位数，从而在一定程度上影响到敏感器
的分辨率。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当 地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射 热平衡式。
磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。
航天器姿态控制
利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力 梯度力矩等。
磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。
重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控 制力矩的装置可称为环境型执行机构。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至少要采用两个接收 天线，其间矩为d，称为基线长度。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时，有如下关系式：
cos 2 d
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式可见， 是预先 确定的，因此只要测出两个天线接收信号的相位差，便可确定方向角 。
➢ 被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理 力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐 射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控 制航天器的姿态。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较 小，只能适用于小范围的姿态测量，但精度较高。
航天器姿态确定
➢ 地平穿越式地平仪
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平 线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地平仪接收到的红外辐射能量 发生跃变，经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号， 形成地球波形。然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。 最后通过计算电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较，得出姿态 角信息，也就是滚动角或俯仰角。
卫星姿态控制系统设计报告
卫星姿态控制系统设计报告一、概述卫星姿态控制是指通过控制卫星的姿态，使其在轨道上保持稳定和精确的方向和位置。
本文将设计一种卫星姿态控制系统，该系统旨在实现对卫星姿态的精确控制，提高卫星任务的执行效率和准确性。
二、系统架构卫星姿态控制系统主要由以下几个部分组成：1. 姿态传感器：用于感知卫星当前的姿态状态，如陀螺仪、加速度计等。
2. 姿态控制器：根据姿态传感器的反馈信号，计算并控制卫星的姿态调整，保持期望的姿态目标。
3. 执行器：负责执行姿态控制器计算得到的控制指令，如推力器、反动轮等。
4. 数据处理与通信模块：处理传感器和执行器的数据，并与地面控制中心进行通信，接收姿态目标和发送卫星状态信息。
三、系统设计1. 姿态传感器选择根据卫星姿态控制的要求，选择适合的姿态传感器进行姿态状态的感知。
常用的姿态传感器有陀螺仪、加速度计、磁强计等。
根据卫星需要实现的精度和稳定性要求，综合考虑成本和性能因素，确定最佳的姿态传感器组合。
2. 姿态控制器设计姿态控制器是卫星姿态控制系统的核心部分，根据姿态传感器提供的姿态状态信息，计算出控制指令以调整卫星的姿态。
姿态控制器的设计主要包括以下几个关键步骤：- 卫星姿态描述和数学模型的建立；- 设计姿态控制算法，如PID控制器、模糊控制器等；- 姿态控制算法的参数调整和优化。
3. 执行器选择根据卫星姿态控制系统的需求和任务特点，选择合适的执行器。
根据不同的执行任务，常用的执行器有推力器、反动轮、电动机等。
根据执行器的特性和系统需求，确定最佳的执行器组合。
4. 数据处理与通信模块卫星姿态控制系统需要实时处理传感器数据，并与地面控制中心进行通信，传输姿态目标和卫星状态信息。
数据处理与通信模块需要具备以下功能：- 传感器数据采集和预处理；- 数据处理算法的实现，如滤波、解算等；- 与地面控制中心进行数据交互和通信。
四、系统测试与优化完成卫星姿态控制系统的设计后，需要进行系统测试和性能优化。
基于太阳导行镜测量的高精度姿态确定算法
第４６卷 第１期２０２４年１月系统工程与电子技术ＳｙｓｔｅｍｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｎｄＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓＶｏｌ．４６ Ｎｏ．１Ｊａｎｕａｒｙ ２０２４文章编号：１００１ ５０６Ｘ（２０２４）０１ ０２４５ ０９ 网址：ｗｗｗ．ｓｙｓ ｅｌｅ．ｃｏｍ收稿日期：２０２３０２０２；修回日期：２０２３０６３０；网络优先出版日期：２０２３０８１６。
网络优先出版地址：ｈｔｔｐｓ：∥ｌｉｎｋ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｕｒｌｉｄ／１１．２４２２．ＴＮ．２０２３０８１６．０８４７．００２基金项目：国家自然科学基金（Ｕ１７３１２４１）资助课题 通讯作者．引用格式：陈炳龙，王磊，刘帮，等．基于太阳导行镜测量的高精度姿态确定算法［Ｊ］．系统工程与电子技术，２０２４，４６（１）：２４５ ２５３．犚犲犳犲狉犲狀犮犲犳狅狉犿犪狋：ＣＨＥＮＢＬ，ＷＡＮＧＬ，ＬＩＵＢ，ｅｔａｌ．Ｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎａｔｔｉｔｕｄｅｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎａｌｇｏｒｉｔｈｍｂａｓｅｄｏｎｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｓｕｎｇｕｉｄｅｔｅｌｅｓｃｏｐｅ［Ｊ］．ＳｙｓｔｅｍｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｎｄＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ，２０２４，４６（１）：２４５ ２５３．基于太阳导行镜测量的高精度姿态确定算法陈炳龙 ，王 磊，刘 帮，周 衡（中国科学院微小卫星创新研究院，上海２０１３０６） 摘 要：先进天基太阳天文台卫星（ａｄｖａｎｃｅｄｓｐａｃｅ ｂａｓｅｄｓｏｌａｒｏｂｓｅｒｖａｔｏｒｙｓａｔｅｌｌｉｔｅ，ＡＳＯ Ｓ）的主要任务是对日观测，对卫星姿态确定精度提出了较高的要求。
为此，提出了一种新的姿态确定算法使用ＡＳＯ Ｓ科学载荷太阳导行镜（Ｓｕｎｇｕｉｄｅｔｅｌｅｓｃｏｐｅ，ＳＧＴ）测量卫星指向与太阳中心的偏差角，以及对光纤陀螺（ｆｉｂｅｒｏｐｔｉｃｇｙｒｏ，ＦＯＧ）和星敏感器（ｓｔａｒｔｒａｃｋｏｒ，ＳＴＲ）测量值进行姿态确定。
将卫星本体系姿态四元数矢部和ＦＯＧ常值零位漂移作为状态变量，ＳＴＲ和ＳＧＴ观测值作为测量变量，设计扩展卡尔曼滤波器（ｅｘｔｅｎｄｅｄＫａｌｍａｎｆｉｌｔｅｒ，ＥＫＦ）。
车载紧急呼叫系统架构设计及应用
link appraisement王川宿 强 曹尚贵奇瑞汽车股份有限公司王川宿（1983-）男，安徽宿州人，硕士研究生，中级职称（工程师），研究方向：车载智能网联。
CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION May.2021·中国科技信息2021年第9期31万～60万◎紧急呼叫系统功能设计为了满足功能和法规要求，除了触发拨号上传数据外，还需要设计相关的附加功能，如诊断、自检、工作模式切换等，具体功能设计如下。
表3 紧急呼叫系统主要介绍序号功能子功能功能描述1紧急呼叫拨打电话自动：获取气囊点爆信号，拨打PSAP电话手动：用户按sos按键，拨打PSAP电话2接听电话自动接听PSAP电话3上传MSD数据紧急呼叫时，上报MSD数据4诊断功能诊断功能紧急呼叫模块支持诊断读取5GPS定位GPS数据GPS定位及数据透传6自检上电自检紧急呼叫模块在KL15 ON后需要进行自检并记录相关DTCs7工作模式工作模式在不用的钥匙档位，模块处于不同的工作模式：工作模式、睡眠模式、监听模式8睡眠模式9监听模式10独立运行独立运行触发紧急呼叫时，在整车不供电的情况下，保证10min以上的通话，且能够满足callback等待过程中保持在网注册120min以上紧急呼叫系统流程设计流程说明：当车辆在KL15 ON状态，触发紧急呼叫（主动触发、气囊点爆、车辆倾翻），紧急呼叫模块拨打PASP（呼叫中心）电话；PASP（呼叫中心）接通电话后，下发上传MSD数据请求，紧急呼叫模块上报MSD数据；MSD数据上报完成后，语音接通；通话结束，进入回拨等待。
MSD定义当紧急呼叫系统工作时，紧急呼叫模块会自动与公共安全应答中心建立语音连接，当连接建立成功，需要通过数据、语音或者短信通道将车辆相关的数据上报至呼叫中心（图1中的PSAP），这些数据我们称为最小数据集MSD （Minimum Set of Data），呼叫中心通过解析MSD信息，来准确了解车辆及乘员的状况。
aocs 方法
AOCS 方法AOCS（Attitude and Orbit Control System，姿态和轨道控制系统）是一种用于控制和稳定航天器在空间中的姿态和轨道的系统。
它是航天器的核心系统之一，对于航天任务的成功非常关键。
姿态控制姿态控制是指控制航天器在空间中的方向和角度。
航天器的姿态决定了它的运动状态和航向，对于完成各种任务非常重要。
姿态控制可以通过推进器、陀螺仪、反应轮和磁强计等设备来实现。
1.推进器：推进器是最常用的姿态控制设备之一。
通过喷射高速喷射物体，可以改变航天器的姿态和轨道。
推进器可以分为化学推进器和电推进器两种类型，具有不同的优势和适用范围。
2.陀螺仪：陀螺仪基于陀螺效应，利用旋转物体的角动量守恒原理来测量方向和角速度。
它可以感知航天器的旋转状态，并通过调整推进器或其他姿态控制设备来实现姿态控制。
3.反应轮：反应轮是一种基于动量守恒原理的姿态控制设备。
它利用旋转惯量的变化来改变航天器的姿态。
通过调整反应轮的转速和转向，可以实现姿态控制和稳定。
4.磁强计：磁强计用于探测地球的磁场，并通过分析磁场变化来确定航天器的方向。
磁强计是一种 passively，即无信号发送器的被动传感器。
它是一种常用的姿态控制设备，特别适用于地球轨道和近地飞行器的姿态控制。
轨道控制轨道控制是指控制航天器绕行轨道的运动状态和参数。
轨道控制可以实现航天器的轨道调整、姿态控制和漂移修正等功能。
1.轨道调整：轨道调整是通过改变航天器的速度和航向来调整轨道形态。
常用的轨道调整方法包括调整喷气速度、改变航天器的横向速度和倾角等。
2.姿态控制：姿态控制在轨道控制中起着重要的作用。
通过调整航天器的姿态，可以改变它在轨道上的位置和方向。
姿态控制通常与推进器、陀螺仪等姿态控制设备结合使用，共同实现精确的轨道控制。
3.漂移修正：漂移修正是指修正航天器由于各种因素引起的轨道漂移。
漂移修正可以通过推进器、反应轮等设备来实现。
漂移修正的频率和方法取决于航天器的任务需求和轨道设计。
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的控制 律 ，包含 的项数 都高 达 ２ ０项 以上 （ 尚不 计 及 缺 失 项 ） ，文 献 Ｅ ２ ］ 中的各 控 制 律 的项 数 也 高 达 １ ６项 ，给人 的 印象是 Ｓ ＯＳ法 的解 （ 多项 式 ） 似乎 只是 各 种组 合 的单 项 式 的堆砌 ，看 不 出其 中的物 理 含 义 ，又不 好实 现 。再加 上 一些 新 的概 念和 术 语 ，使 人对 Ｓ ＯＳ法 产生 一 种讳 莫 如 深 的感 觉 。本文
计 算 的方 法 ，但 文 中表 明设计 结 果却 具有 清 晰 的物 理 意 义 。所得 的控 制 律 可 以视 为 是 非线
性 版本 的 Ｐ Ｄ控 制 。 由于修 正 Ｒ ｏ ｄ ｒ ｉ ｇ ｕ ｅ ｓ 参数 （ ＭＲ Ｐ ） 本 身特 性 的 关 系，控 制 输 入 会 出现 峰 值 ，因而 文章提 出 了一 种饱 和设 计 。根 据 此 类姿 态 系统 的无 源 性本 质 ，可 以证 明饱 和 下 系 统 的响 应是 收敛 的 。 同时 ，提 出 了一 种 利 用 对 角优 势 的设 计 思路 来减 少 Ｓ ＯＳ法 的数 值 误 差 。Ｓ Ｏｓ法 可 以求解 不容 易解析 求解 的非线 性 问题 ，具有广 阔的应用 前景 。
关 键 词 平 方 和 非 线 性 控 制 控 制 系统 综 合
ＤＯＩ ：１ ０ ． ３ ７ ８ ０ ／ ｉ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ — ７ ５ ８ Ｘ． ２ Ｏ １ ３ ． Ｏ ５ ． ０ １ １
姿 态控 制
１ 引 言
空 问 飞行器 、水下 航行 器 和机械 手 等在应 用 过程 中 ，常要做 出大 角度快 速机 动 。由于存 在速度 之 问 的交叉 耦合 ，所 以当大 角度 机动 时 ，系统 的刚体 动力学 是非 线性 的 。非 线性 系统分 析 中一般是 采用 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ函数 来 进行研 究 的 ，但是 非 线 性 系统 的 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ函数 一般 都 是 不容 易 构 造 的 ，尤 其 是缺 少一 种 系统 性 的 ，又 便 于处理 的设 计方 法 。 平方和（ Ｓ ｕ ｍ ｏ ｆ ｓ ｑ ｕ ａ ｒ ｅ ｓ ，Ｓ ＯＳ ） 法是 指 采 用 Ｓ ＯＳ多 项 式来 研 究 非 线 性 系统 。非 线 性 问题 中如 果想 采用 高 于二 次 型 的 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ函数 ，或者 想设 计高 阶次 的非 线性 控 制律 ，就 得 研究 一般 形 式 的 多项 式 。Ｓ ＯＳ法是 一种 数值 求解 的方 法 ，类 似 于线 性 系 统 理论 中 的线 性矩 阵不 等 式 （ Ｌ ＭＩ ） 法 ，可 以求 解一 些 不 容 易 解 析 求 解 的 非 线 性 方 程 式 或 不 等 式 。通 过 Ｓ Ｏ Ｓ 的 求 解 可 直 接 给 出 系 统 的 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ 函数 和所要 求 的非 线 性 控 制 律 。所 以 ，从 系 统 的 设 计 方 法来 说 ，Ｓ ＯＳ法 是 一 种 综 合 法 。 本 文 将在 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ函数 的框架 下将 设 计 问题转 换 成 Ｓ ＯＳ问 题来 进 行 求解 。由于 Ｓ ＯＳ法 还是 一 个 新 的方法 ，介 绍 Ｓ ＯＳ的文 献大 多数 是原 理性 的 ，一 些 算 例也 主要 集 中在 非线 性 系 统 吸引 域估 计 和 镇定 问题 ［ １ ］ ，姿态 控制 方 面 的应 用实 例 还较 少 。文 献 ［ ２ ～４ ］ 的姿 态 控 制虽 然 采用 了 Ｓ ＯＳ法 ，不 过 并 不 是采 用 Ｌ ｙ ａ ｐ ｕ ｎ ｏ ｖ函数 ，而是 采用 一种 密度 函数 ｌ ＿ ５ ］ 。文献 ［ ６ ］ 介绍了 Ｓ ＯＳ法 在卫 星 大 角度 姿 态 控 制 上 的一个 应用 。不 过文 献 Ｅ ６ ］ 在 给 出 的控 制 律 中还存 在 明显 的缺 失项 ，尤 其 是 给 出 的每一 通 道
收 稿 日期 ： ２ ０ １ ３ — ０ １ — ０ ７ 。 收 修 改 稿 日期 ：２ ０ １ ３ ０ ３ ０ ６
中 国 空 间 科 学 技 术
２ ０ １ ３年 １ ０月
２ Ｓ ＯＳ方 法
Ｓ ＯＳ是 指平 方和 多项 式 。多项 式是 由有 限个 单项 式 的线 性组合 所 构成 ， 例 如多项 式 ： ｐ （ ｘ ｌ ， ｚ ２ ） 一Ｘ ； ＋２ ｘ ＋２ ｛ ｌ ｚ ２ 一ｚ ｝ ｚ ； ＋５ ｘ ２
２ ０ １ ３年 １ ０月 中 国 空 间 科 学 技 术
Ｃｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｅ Ｓｐ ａ ｃ ｅ Ｓｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎｄ Ｔｅ ｃ ｈ ｎｏ ｌ ｏ ｇ ｙ
第
５ 期
卫 星 大 角度 姿态 机 动 控制 的 Ｓ ＯＳ设 计
何 朕 孟 范 伟 王 广雄 周 荻
（ 哈 尔 滨 工 业 大 学 ， 哈尔 滨 １ ５ ０ ０ ０ １ ）
摘 要 由 于 卫 星 各 轴 角 速 度 之 间 是 相 互 耦 合 的 ， 故 当姿 态 作 大 角 度 机 动 时 需 要 考 虑 其
非 线性 的动 力 学特性 。此外 ，表 示姿 态 的运 动 学微 分 方程 也 是 非 线性 的 。针 对这 类 非 线性 系统 的控 制 设计 ，文章提 出 了一 种采 用平 方和 （ Ｓ ＯＳ ） 的综合 方 法 。 虽然 Ｓ Ｏ Ｓ法是 一种 数值
将 通过 大角 度姿 态机 动 的控 制设 计 说 明 ，只 要 处 置得 当 ，Ｓ ＯＳ法 实 际 上是 一 个 很 实用 的非 线性 控 制 系统 的综 合工 具 。
国 家 自然 科 学 基 金 委 创 新 研究 群 体科 学 基 金 （ ６ １ ０ ２ １ ０ ０ ２ ） ， 国 家 自然 科 学 基 金 （ ６ ０ ６ ７ ４ １ ０ ２ ，６ ０ ３ ７ ４ ０ ２ ７ ） ， 国家 自然 科 学 基 金 重 点项目 （ ６ １ ０ ３ ４ ０ ０ １ ）资助项 目