为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求, 对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证。根据飞轮运行工况, 分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算, 确定了系统主要热源点的分布情况。然后, 依据系统拓扑结构, 建立了整机的等效热网络模型; 采用有限元法, 分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析。最后, 研制了实验样机, 并对样机进行了热真空试验。在经过8 h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明: 当环境温度为45.0 ℃时, 监测点最后平衡温度约为57.8 ℃, 相对于有限元分析结果的53.2 ℃, 误差为8.6%, 表明热分析结果与试验结果吻合度较好, 可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考。

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。

常规的姿控飞轮驱动电机的设计只能基于经验通过重复计算得到设计参数, 且无法得到最优参数。本文以磁路法和有限元法(FEM)为基础, 提出以驱动电机的有效径长比为核心的姿控飞轮驱动电机的设计方法。设计磁路时, 首先基于电机的等效电路建立径长比与表征电机性能的参数之间的计算模型, 然后采用拉普拉斯方程的有限元法计算气隙磁通密度和电感用于精确分析电机性能。采用该方法设计了一台5 Nms轮毂驱动型飞轮电机, 仿真分析了电磁转矩脉动和机械特性曲线。 结果显示其调节特性的理论计算值与试验值一致, 电磁结构的最大设计误差为2.9%。该方法适用于姿控飞轮驱动电机的设计, 且具有准确、简洁和快速的特点。

考虑小卫星用反作用飞轮系统小型化的要求, 提出了飞轮电机体积最小时的电枢尺寸确定方法,并设计了一种定子无铁芯式反作用飞轮系统。为防止磁路饱和, 将多学科优化设计方法应用于飞轮转子结构和电机磁场联合设计中, 并采用外罚函数法及序列二次规划算法(SQP)组合优化策略对飞轮系统进行多目标优化设计。选取飞轮转子质量最小和电机气隙磁通密度最大为优化目标, 以最大等效应力、一阶共振频率、极转动惯量、磁饱和等作为约束条件, 将iSIGHT软件作为优化平台, 集成有限元软件ANSYS实现了优化过程, 最后依据优化结果制造出飞轮样机。优化结果表明, 优化后飞轮转子质量由0.73 kg减小到0.67 kg, 减小了8.22%, 气隙磁通密度由0.376 T增大到0.401 T, 增大了6.65%。设计的优化方法提高了飞轮设计的合理性, 推动了飞轮系统的小型化研究。

综述了著名的新一代极限性能高分辨小卫星Pleiades，说明了该卫星的技术特点，同时给出了其关键技术指标，并且有针对性地剖析了Pleiades在多星组网轨道设计、一体化超分辨焦平面设计、一体化综合电子学设计及敏捷姿态控制系统设计等方面所采用的先进技术和设计理念。在此基础上，提出了适应我国国情的小卫星新技术发展方向，包括CMOS TDI模式成像技术、高动态范围视频成像技术、基于可重构模块的柔性化集成技术、基于软件总线的星载软件设计技术以及星载一体化设计技术等，为今后我国研发具有更高的地面分辨率、在轨成像效率和成像质量的新一代高性能小卫星提供了新的思路。

有效反射面积小，运动速度快的空间低轨卫星和小碎片的日益增多对现有地基探测跟踪技术提出了挑战。本文分析了国外现有低轨小目标光电探测技术的发展现状，结合低轨小目标的探测需求，提出了一种用于低轨微小卫星及小碎片搜索/跟踪探测的机动式车载大视场光电望远镜设计方案。介绍了该望远镜的光学系统、跟踪架及载车，描述了它的工作模式和图像处理，讨论了系统的搜索和探测能力。结果表明，该望远镜对300 km轨道高度的目标搜索能力达到13.5星等(相当于直径5 cm目标)，可以满足搜索和跟踪低轨微小卫星及小碎片探测的实际需求。

为解决微小卫星姿态控制执行元件—姿控飞轮的轻量化、高效支撑及润滑问题，提出了应用脂润滑陶瓷轴承为微小卫星姿控飞轮提供支撑和润滑的方法。试验研究了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的启动、摩擦功耗、温度特性、抗振动性能及寿命特性，试验结果显示：与同型号钢制球轴承相比，陶瓷球轴承在静态摩擦力矩及功耗方面性能更优良，可以有效减小姿控飞轮的启动电流和摩擦功耗。陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮在-30~50 ℃具有良好的启动性能，低于卫星最低工作温度20 ℃时仍能保持良好的启动特性，无冷焊问题，完全满足卫星发射时抵抗振动的要求。振动试验后的姿控飞轮在4年的地面真空试验中功耗电流变化率在有真空度和温度变化的影响下小于1%，验证了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮使用寿命优于4年，满足国内微小卫星对姿控飞轮轻量化和使用寿命的要求。

针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机、光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台,并利用该平台系统对使用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50 s内使姿态机动了31.57°,且有较好的指向精度和稳定度。结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,用设计的姿态控制算法进行姿态机动能够满足控制系统性能指标。

介绍了一种新型卫星姿态控制全物理仿真系统,此仿真系统以长春光机所最新研制的高精度三轴气浮转台为平台,采用变速控制力矩陀螺(VSCMG)为主要控制执行机构,并结合喷气推力机构作为系统的辅助执行机构给控制力矩陀螺进行卸载。此系统应用高精度光纤陀螺、高精度倾角传感器和磁强计等姿态确定器件构成一套完整的姿态控制全物理仿真系统。介绍了整个仿真系统的软硬件构成,并结合传感器和执行机构参数进行建模和误差分析。本仿真系统可以为一般卫星姿态控制,尤其是以VSCMG为主要执行机构的敏捷型小卫星的姿态控制策略和算法提供良好的仿真验证平台。

以刚体小卫星作为研究对象,提出了一种切换控制算法对小卫星机动进行控制,并对控制力矩陀螺的力矩进行合理调节以避免饱和奇异。描述了敏捷小卫星模型,介绍了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的框架组成,讨论了小卫星切换控制并法。利用添加零运动的伪逆操纵律对单框架控制力矩陀螺系统进行操控,仿真结果指出,小卫星俯仰轴在14 s内机动45°,平均速度可达3.2°/s。结果表明这种切换算法可满足小卫星敏捷性需要。