1 清华大学 精密仪器系, 北京100084
2 西昌卫星发射中心, 四川 西昌 615621
针对分布式遥感编队中的协同观测问题, 本文开展了多星协同姿态控制研究。首先建立了参考航天器由对日定向到对目标凝视观测的期望姿态, 设计了基于姿态、角速度偏差的比例-微分(PD)控制器, 证明了闭环系统的李雅普诺夫稳定性。在此基础上, 进一步建立了伴飞航天器的期望姿态, 为使观测目标在参考航天器、伴飞航天器像平面上的成像位置匹配, 以伴飞航天器、参考航天器的姿态之差为基础设计了伴飞航天器的PD控制器, 证明了系统的稳定性。最后, 对理论结果进行了仿真验证, 结果显示伴飞航天器、参考航天器的相对姿态控制误差小于0.01°, 精度满足分布式遥感多星协同观测的任务需求。
微小卫星 分布式遥感 协同观测 姿态控制 micro-nano satellite distributed remote sensing collaborative observation attitude control
清华大学 精密仪器系 精密测试技术及仪器国家重点实验室,北京 100084
基于滑模变结构算法研究了小卫星微动量轮的精确控制。在系统整体控制框架的基础上,对微动量轮动力学模型进行了分析;结合理想模型引入纹波电压、摩擦系数不确定性、扰动力矩等干扰因素,完善了微动量轮动力学模型。设计了等效滑模变结构控制算法,并对控制率参数进行了仿真优化。通过MATLAB仿真,对比分析了滑模变结构控制和常规PI控制在转速控制和力矩控制两种模式下的特性。最后,实验设计了微动量轮样机。仿真结果表明: 基于滑模变结构控制的微动量轮转速控制精度达到±0.5 r/min,从0加速到2 000 r/min的时间为18 s,均明显优于PI控制。实验结果表明: 利用滑模变结构控制的微动量轮转速控制精度达到±0.9 r/min,从0加速到2 000 r/min的时间为26 s。上述结果显示: 利用滑模变结构控制算法可以有效克服微动量轮控制中的干扰因素,提高转速控制精度和输出力矩稳定度,缩短转速变化响应时间。
小卫星 姿态控制 微动量轮 滑模控制 仿真计算 样机实验 micro-satellite attitude control micro-momentum wheel sliding mode control simulation and calculation prototype experiment
1 清华大学 精密仪器系，北京 100084
2 清华大学 精密测试技术及仪器国家重点实验室，北京 100084
由于减小相位式激光测距系统的鉴相误差可提高测距精度，本文对鉴相器前置整形模块和后置滤波模块进行了优化设计，以提高鉴相精度。针对整形模块，引入了迟滞比较器，克服了传统开环比较电路在实际噪声条件下存在的多重触发缺陷，解决了鉴相器输出方波高电平宽度不稳定的问题。针对滤波模块，介绍了基于MC4044鉴相芯片的两种典型放大/滤波电路及其缺陷，使用FilterPro软件设计了4阶有源低通滤波器，并说明了它相对于典型设计的优势。实验结果表明：相比于开环比较器，本文设计的迟滞比较器避免了接地(GND）噪声引起的多重跳变现象，输出方波的上升沿时间由1.66 μs下降为108 ns; 与基于MC4044的两种典型放大/滤波模块设计相比，本文设计的低通滤波电路克服了输出DC电平值非线性变化的缺陷线性度(R2）值由0.908 3提高至0.999 9）和灵敏度较低的缺陷(转化增益常量提高了96.5%），而输出DC电平上的干扰信号峰峰值则由50~230 mV下降至10~20 mV，有效减少了后级的A/D采样误差，提高了鉴相精度。
激光测距系统 鉴相精度 迟滞比较器 整形模块 放大/滤波模块 laser ranging system phase detection accuracy comparator with hysteresis shaping module amplifier/filter module 光学 精密工程
2013, 21(10): 2527
提出了基于两步低温阳极键合工艺的碱金属蒸气腔室制作方法，用于实现原子钟、原子磁力计及原子陀螺仪等器件的芯片级集成。由微机电系统(MEMS)体硅工艺制备了腔室结构。首先采用标准工艺将刻蚀有腔室的硅圆片与Pyrex玻璃阳极键合成预成型腔室，然后引入氮缓冲气体和由惰性石蜡包覆的微量碱金属铷或铯。通过两步阳极键合来密封腔室，键合温度低于石蜡燃点198 ℃。第一步键合预封装腔室，键合电压小于缓冲气体的击穿电压。第二步键合在大气氛围中进行，电压增至1 200 V来增强封装质量。通过高功率激光器局部加热释放碱金属，同时在腔壁上形成均匀的石蜡镀层以延长极化原子寿命。本文实现了160 ℃的低温阳极键合封装，键合率达到95%以上。封装的碱金属铷释放后仍具有金属光泽，实现的最小双腔室体积为6.5 mm×4.5 mm×2 mm。铷的吸收光谱表明铷有效地封装在腔室中，证明两步低温阳极键合工艺制作碱金属蒸气腔室是可行的。
微机电系统 阳极键合 原子蒸气腔室 碱金属封装 芯片级原子器件 Micro-electromechanical System(MEMS) anodic bonding atomic vapor cell alkali metal packet chip-scale atomic device
1 清华大学精密仪器与机械学系, 北京 100084
2 清华大学精密测试与仪器国家重点实验室, 北京 100084
大视场空间遥感器由于卫星轨道、姿态机动、颤振、地球星历、几何特性和载荷相机光学设计等因素耦合影响，成像过程中焦面像场的运动和图像形变表现出非线性时变规律。像速场的分布和变化会影响动态推扫的成像控制精度和成像质量。提出了一种新的遥感器像移速度场数学建模方法，通过分析具有空间光滑曲面的体目标视运动及其动态成像问题，推导了对地观测大视场相机像速解析式。算法具准确性好和效率高的优点，适用于大视场空间遥感器在轨像速匹配的嵌入式计算机处理和仪器设计。同时研究了强非线性像速场的像速匹配和偏流角跟踪的电荷耦合器件（CCD）曝光积分控制及优化问题。
成像系统 大视场空间遥感相机 像速场 像速匹配 偏流角
研制了一种基于MEMS(微机电系统)技术的固体化学微推进器.给出了推进器的结构设计、工艺流程,以及推进剂加注方法.建立了推进器点火过程热传导模型,利用该模型分析了不同因素对点火延迟时间的影响.同时,通过建立推进器性能模型,进行了推进单元推力和冲量的预测,给出了仿真结果.结果表明:减小点火电阻衬底材料的密度、热导率和比热可以减小点火延迟时间和点火功率;在一定条件下,增大喷管出口与喉部面积比能够提高推进器真空推力和冲量;MEMS在推进系统中的应用,能够满足微小型卫星对星载推进系统小型化、微推力、高精度的要求.
微推进器 微机电系统 点火延迟 微推力
