研究了挠性卫星的姿态跟踪控制问题, 设计了一种RBF网络摩擦补偿滑模控制算法。首先, 根据挠性卫星姿态控制系统的成像模式推导了挠性卫星姿态运动模型。其次, 根据误差四元数描述的跟踪误差运动模型, 引入经典滑模控制作为主控制框架, 考虑到对观测干扰的抑制, 加入扩张观测器(ESO)来观测系统总扰动。最终, 使用RBF网络摩擦补偿系统来近似估计在线切换项, 实现滑模控制律中切换增益的平滑, 从而减小系统振动。理论推导并证明该方法的收敛性, 并与传统的RBF网络逼近的自适应控制进行仿真比较, 验证了理论结果。

为满足卫星姿态控制系统对单框架控制力矩陀螺(SGCMG)转子转速的动态以及稳态性能要求, 提出了一种基于遗传算法拟双环-锁相环的双模控制方法, 并在该方法中引入干扰力矩补偿控制, 进而实现干扰情况下的稳速控制。为模拟电流环和转速环控制, 利用遗传算法优化两组比例-积分(PI)参数组成参数可变的拟双环控制器, 与锁相环组成双模控制可实现转速的快响应、低超调和高精度控制。针对SGCMG框架转动对转子转速产生扰动的问题, 分析了扰动产生的原因, 推导并结合实验数据得出了框架转速θ·与干扰力矩Td的关系, 在此基础上设计角速率前馈控制器, 以力矩补偿的方式对干扰进行抑制。最终, 转速波动可抑制到无补偿情况的15%, 在期望转速4000 r/min的情况下, 转速稳态误差小于0.045%。

对卫星执行机构控制力矩陀螺的可重构性度量标准进行了研究，提出了一种基于能耗约束下的控制力矩陀螺可重构性度量标准。结合卫星姿态控制动力学与运动学方程，建立状态空间形式表达的线性姿态动力学方程，将故障失效因子向量引入到线性空间方程；建立了基于格兰姆矩阵的可重构性度量标准。最后对金字塔构型的控制力矩陀螺群进行仿真分析，仿真结果符合实际情况，验证了该度量标准的正确性与有效性。

：为实现卫星摆扫成像，降低载荷体摆动过程中对卫星姿态的影响，提出两个相同载荷体对称摆动的方案，并规划给定角度范围内的摆动规律，使载荷体在滚动轴和俯仰轴分别具有0.6(°)/s、6 (°)/s的角速度，通过对两载荷体摆动特性及动力学、运动学特性的分析，提出以反作用飞轮对卫星偏航轴剩余力矩进行补偿控制的方法。以某卫星示例进行仿真分析，结果表明：两载荷体对称摆动过程中滚动轴和俯仰轴的合成力矩和角动量对卫星姿态无影响，而偏航轴存在周期性变化的力矩，采用0.2 Nm的飞轮进行动量补偿后得到卫星姿态指向精度和姿态稳定度可以控制在0.032°、0.006(°)/s以内，能够实现较高精度的对地面区域摆扫成像。说明以两载荷体对称摆动的方案实现卫星摆扫成像并满足成像需求，在设计理念上是可行的。

针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下, 设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响, 并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明, 增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度, 缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18 s内实现40°的大角度快速机动, 姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s, 与终端滑模控制方法相比, 机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先, 基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型, 以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后, 采用SGCMGs作为小卫星执行机构, 以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal 滑模控制产生的期望力矩; 通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后, 利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示: 根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s, 满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度, 能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。

为实现在轨卫星机动成像条带的快速准确拼接和应用，针对高分辨力卫星在轨推摆扫相结合的机动成像模式，提出了一种光线追迹像移匹配数学建模方法。通过对卫星机动过程中的摆角变化、地球表面面型的影响分析，利用摆扫过程中姿态对地指向不断改变导致的交轨方向速度失配量和成像变形量，补偿相机像面各点处的像移量从而进行快速几何校正。利用小卫星姿态控制系统全物理仿真平台对成像进行了仿真分析。分析结果表明，成像过程中随着扫描角的增加，像面上的像移量增大，成像变形情况也变严重。利用均方误差分析仿真成像与实验成像质量，仿真成像与实验成像相差-0.000011左右，较好地满足地面卫星相机成像仿真需求。对不同扫描角下存在速度失配的图像进行快速几何校正，该校正后图像的均方误差变小。该校正方法具有效率高，便于拼接应用的优点。

随着小卫星功能需求不断提升, 小卫星同轨立体成像技术成为学者研究的焦点。针对某小卫星单线阵 CCD相机同轨立体成像期间的姿态控制半物理仿真展开研究。分析得出小卫星同轨立体成像过程中的姿态运行规律, 对同轨立体成像的姿态控制算法进行设计, 利用相似原理和姿态运行规律设计半物理仿真环境。基于高精度单轴气浮转台和星上部件建立小卫星立体成像姿态控制半物理仿真平台。利用该平台进行了同轨立体成像相关的姿态控制半物理实验。实验结果表明该小卫星立体成像过程中俯仰轴机动 52°, 用时 67 s完成, 且达到三轴稳定状态。姿态控制指向精度优于 0.05°, 稳定度优于 0.005 °/s。表明设计的小卫星姿控方案可以完成单线阵 CCD的同轨立体成像。

为确定三维显示中视差障栅(PB)的最优参数，提出一种基于彩色叠栅条纹的PB参数设计方法。液晶显示器(LCD)和PB简化为相应参数的黑白光栅模型，而具有特定参数的特定辐射光栅作为周期和倾角变化的PB模型，通过序数方程和傅里叶分析方法分析特定辐射光栅和LCD单色等效黑白光栅的叠加图样，由此推断出不同PB周期的低频主导条纹频率组项，然后利用傅里叶理论的部分和提取方法（PSE）分析不同PB周期的低频主导叠栅条纹的强度轮廓，得出PB的最佳节距和相应倾斜角度。实验结果表明，所设计的PB三维显示系统没有出现降低像质的叠栅条纹，具有较好的三维显示效果。