基于TLE的低轨巨星座控制研究

近几年来,美国SpaceX, OneWeb等创新型企业纷纷计划打造低轨巨型卫星星座,引发卫星互联网的发展热潮。本文利用公开的两行轨道根数(two-line element, TLE)对国外星座控制策略进行分析,重点分析了铱星、一网、星链星座的控制规律。通过相对相位偏差分析,反演得到星座中不同卫星之间的平半长轴差,避免了小控制量条件下难以通过平半长轴判断卫星是否进行了轨控的问题。获得了国外星座控制频次和控制精度等重要信息,所得结论能够为我国未来互联网星座的建设提供参考。     

地球轨道航天器编队飞行动力学与控制研究综述1)

航天器编队飞行被定义为跟踪或维持航天器之间的期望相对间隔、期望指向和相对位置。本文概括介绍了近年来地球轨道飞行编队的动力学和控制方面研究的发展状况,包括传统推进系统和新型无推进剂编队系统的动力学建模方法和控制器设计技术等。在传统推进编队系统中,航天器由使用化学燃料或等离子体的推进器提供推力,可以实现高精度地相对姿态/位置保持或重构,控制简单,灵活性高,但是需要消耗较多的能源。相比之下,在新型无推进剂编队系统中,航天器通过新的推力方式,如大气阻力作用,非接触内力,地磁洛伦兹力,动量交换等,将大大延长编队任务的寿命,并有效地避免羽流污染,但会带来新的控制问题。本文总结了这些领域中动力学与控制方面的研究方法及取得的成果,并提出了相关领域值得深入研究的问题和后续发展的方向。     

基于光学数据的地球同步轨道目标定初轨方法

初轨确定的目的主要有两个,一是为空间目标精密轨道计算提供初值,二是为空间目标轨道测量数据相互关联提供初值,其重要性不言而喻。根据地球同步轨道目标的轨道运行特征,在观测弧段内相对测站几乎保持相对静止。由于光学测角数据中缺乏测距的约束,在基于短弧段的光学测角数据采用传统的Laplace方法计算其初始轨道时,由于观测条件的病态性,迭代过程大多发散,难以得到收敛的初轨结果。鉴于上述原因,本文采用遍历搜索轨道半长轴的方法,提出了基于给定半长轴引入伪测距的初轨确定方法,经过仿真数据检验,该方法初轨确定成功率优于95%,有效地解决了地球同步轨道带近圆轨道目标初轨确定过程中迭代难以收敛的问题。

     

基于精密星历的星链轨道特性研究

当前,星链巨型星座受到国际航天业内广泛关注。由于其运营方SpaceX公司的商业性质以及星链卫星潜在军事用途,涉及星链卫星技术细节的资料比较匮乏。为减小星链卫星星座运行过程中对国际有关行业的不良影响,SpaceX公司定期公开全部在轨星链卫星的精密星历。这为研究星链控制策略及其运行规律提供了难得的一手资料。本文尝试分析SpaceX公司发布星历的精度,利用星链卫星的精密星历分析星链卫星工作轨道维持段的站位保持策略和卫星自动碰撞规避策略,为巨型星座卫星设计和管控提供一定参考。

     

类Pade逼近方法在二维非线性振动系统的应用

提出一种求解强非线性系统同异宿轨道解析解的改进类Pad\'{e}逼近方法, 该方法在分析带有扰动参数的系统时无需预先限定参数的取值范围. 首先研究了具有三次非线性项的系统,分析其产生同宿或异宿轨道时参数的取值范围, 分别提出直接体现参数的同宿及异宿解的设解通式, 据此获得了一类强非线性下的自治系统方程的同宿及异宿解. 其次, 对于非自治系统, 研究了具有三次非线性项系统的强迫振动, 直接考虑扰动参数对整个系统的影响, 得到了满足同(异)宿边界条件的周期解. 最后, 构造了两种不同形式的异宿解, 从而减少了保守系统异宿解的计算量. 借助数值模拟验证了该方法的有效性及精确性.      

基于虚拟中心引力场方法的航天器转移轨道设计

空间机动技术是实现空间操作任务的基础,具有重要的研究价值. 研究了连续推力作用下航天器转移轨道设计问题,提出了一种基于虚拟中心引力场的轨道设计方法. 该方法有两大特点:(1) 能够将机动轨道设计问题转化为虚拟中心引力场参数的优化问题,简化了设计过程;(2) 对轨道形状或推力方向、大小不做任何假定,能够应用于一般情况下的机动轨道设计. 将该方法应用于航天器二维和三维的转移轨道设计,并和形状方法进行了对比分析. 仿真结果分析表明,采用该方法简化了轨道设计过程,为航天器快速轨道设计提供了新思路.      

ATTITUDE CONTROL TECHNOLOGY FOR MASS MOMENT NANO-SATELLITE IN LOW EARTH ORBIT 1)

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.     

基于能量准则的梁振动多模态主动控制的LQR法

选用以结构振动能量和控制信号能量作为控制目标函数的LQR算法,在单对压电元件进行梁振动主动控制的基础上,使用多对压电元件进行主动控制.运用该算法对压电层合梁的振动控制进行了分析计算.数值算例表明该方法能够有效地控制多阶模态并减小控制能量的消耗.由此,进一步验证了以结构振动能量和控制信号能量作为控制目标函数的LQR算法的正确性.     

基于遗传算法和梯度算法压电层合结构的最优形状控制

基于压电层合结构的有限元方程,运用ANSYS/APDL语言,编制了力-电耦合有限元分析程序(MPFEMP).以该程序为计算基础,采用遗传算法和一阶梯度优化算法,以压电片尺寸为设计变量,以压电层合梁和板的预期位移或最小重量为目标函数,给定初始变量和适应度函数,通过循环迭代MPFEMP计算程序,研究了多点控制的压电层合梁板结构的形状最优控制.结论对比分析证明了两种优化方法分析压电层合结构的有效性,同时,对复杂多层智能结构的最优形状控制和主动控制研究具有一定的参考价值.     

结构基于独立模态空间控制的神经网络控制

在对柔性结构振动的主动控制中，独立模态空间控制是一种适合于柔性结构振动控制的方法，但如果控制器选择不好就会带来观测溢出和控制溢出．神经网络控制则具有较好的泛化作用和鲁棒性，对抑制观测溢出和控制溢出具有较好的效果．本在独立模态空间控制的基础上设计了一种神经网络控制，并对柔性梁及板进行了控制的数值仿真，取得了较好的效果．     

基于并联平台的卫星微振动控制研究进展

高分辨率已经成为了目前我国卫星发展的一个重要方向,在这进程中必须要攻克的一个重要技术难题就是对卫星微振动的控制.首先综述了国内外在使用并联平台解决微振动控制问题方面的发展情况,主要是平台研制及性能情况对比,对比发现,基于并联平台的微振动控制技术我国目前相比于国外还存在一定差距.然后对并联平台的典型构型设计、动力学建模、控制系统设计、平台优化以及地面模拟试验等研究进行了详细的总结.最后对我国微振动控制技术未来需要进一步深入研究的问题提出了展望.     

基于主动控制策略的机翼颤振特性模拟

航空航天飞行器舵翼类结构的气动颤振是一种灾难性的动力学行为.在基于偶极子理论的气动弹性动力学模型中,气动载荷可表达为基于结构动力学响应的一种状态反馈的闭环控制力,控制律取决于翼型的几何参数、材料参数、结构动力学特性以及来流速度等多种条件,通常需通过实际飞行或风洞实验进行辨识与检验.在实验室条件下,以系统动力学响应的模态特征等效为前提,提出了一种基于人工主动控制的方式进行气动载荷下舵翼类结构自激颤振的特征值跟踪策略.建立并讨论了等效系统的非自伴随动力学微分方程及其特征方程的求解过程,并与通用软件的计算结果进行了对比,二者具有较好的一致性.通过优化搜索分别获得了位移和速度的最优反馈点、最优作动点位置及最优反馈增益系数,经对比计算拟合得到风速-位移增益曲线和风速-速度增益曲线,从而实现了由单点反馈、单点作动的集中力的闭环控制等效系统的真实气动力分布控制.仿真算例表明,由此预示的实验过程无需辨识和重构非定常气动力的时域波形,无需其他干预即可实现地面模拟实验,主动控制的效果满足预期,初步实现了自激颤振的特征值跟踪,为进一步推动主动控制模拟实验及颤振参数辨识提供了基础.      

低雷诺数俯仰振荡翼型等离子体流动控制

针对低雷诺数翼型气动性能差的特点, 通过介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体激励控制的方法, 提高翼型低雷诺数下的气动特性,改善其流场结构. 采用二维准直接数值模拟方法求解非定常不可压Navier-Stokes方程,对具有俯仰运动的NACA0012翼型的低雷诺数流动展开数值模拟.同时将介质阻挡放电激励对流动的作用以彻体力源项的形式加入Navier-Stokes方程,通过数值模拟探究稳态DBD等离子体激励对俯仰振荡NACA0012翼型气动特性和流场特性的影响.为了进行流动控制, 分别在上下表面的前缘和后缘处安装DBD等离子体激励器,并提出四种激励器的开环控制策略,通过对比研究了这些控制策略在不同雷诺数、不同减缩频率以及激励位置下的控制效果.通过流场结构和动态压强分析了等离子体进行流场控制的机理. 结果表明,前缘DBD控制中控制策略B(负攻角时开启上表面激励器,正攻角时开启下表面激励器)效果最好,后缘DBD控制中控制策略C(逆时针旋转时开启上表面激励器,顺时针旋转时开启下表面激励器)效果最好,前缘DBD控制效果会随着减缩频率的增大而下降, 同时会导致阻力增大.而后缘DBD控制可以减小压差阻力, 优于前缘DBD控制,对于计算的所有减缩频率(5.01~11.82)都有较好的增升减阻效果.在不同雷诺数下, DBD控制的增升效果较为稳定, 而减阻效果随着雷诺数的降低而变差,这是由流体黏性效应增强导致的.      

基于椭球面断裂模型的高强钢刻痕杆低温断裂分析

对20个高强钢刻痕杆进行了低温(-45℃～-40℃)断裂试验,考察了高应力三维度下的高强钢低温断裂模式.试验显示:刻痕杆宏观断裂于刻痕根部,为解理断裂;刻弧半径r较小和刻弧较深(d/D较小)的试件,断裂延性较差,但断裂强度略高.基于椭球面屈服模型的数值模拟应力场显示,裂纹起裂于应力三维度较高的刻痕心部,当刻痕根部应力场达到建议的椭球面断裂模型临界值时,刻痕杆断裂.     

低雷诺数下串列布置双圆柱涡激振动特性研究

基于四步半隐式特征线分裂算子有限元方法,对串列布置双圆柱双自由度涡激振动问题进行了数值模拟计算,并分析了间距比、剪切率、频率比以及折减速度4个参数对圆柱结构动力响应的影响.研究发现:不同固有频率比与剪切率对下游圆柱振动幅值影响较大,然而对上游圆柱振动幅值影响较小.上游圆柱在两个自由度方向达到最大值的折减速度不同,然而下...     

基于模态振型的载荷转换计算方法

在航空领域,将翼面载荷准确施加到结构有限元模型上是有限元响应计算的必要步骤之一,但计算流体力学 (computational fluid dynamics,CFD) 得到的气动载荷通常无法直接施加至有限元模型。目前翼面载荷的转换计算方法依然存在计算效率不高的问题。由于翼面载荷分布具有连续、光滑的特点,理论上可用合理的基函数加权叠加进行拟合。本文试用模态振型作为基函数拟合载荷,先针对气动与结构两种网格构建同一翼面的两个结构模型,这两个结构模型理论上具有相同的模态。再用气动网格构建的翼面模型的模态振型作为基函数,并基于模态截断理论近似拟合CFD端的翼面载荷,得到拟合函数的权系数。最后,利用该权系数并根据结构网格构建的翼面模型的模态振型,拟合得到气动性能计算和有限元法（finite element method,FEM）端的翼面载荷。通过一个算例进行计算验证,以合力与压心来评价载荷转换的精度,结果表明,此法具有较高的计算精度与速度。

     

近地球赤道面椭圆轨道上磁性刚体航天器的混沌姿态运动及其控制

研究在地球万有引力场和磁场中具有结构内阻尼的磁性刚体航天器在近赤道椭圆轨道上平面天平动的混沌行为及其控制.应用Melnikov方法建立了系统存在横截异宿点的条件.分别采用功率谱和Lyapunov指数等数值方法对系统动力学行为进行识别.应用逆系统控制和局部逆系统控制将混沌姿态运动控制为给定的平衡点.     

DYNAMIC MODELING AND ACTIVE CONTROL OF FLEXIBLE PLATE BASED ON THE INPUT-OUTPUT DATA

This paper studies the low-order dynamic modeling and active control of a flexible plate and provides experimental verification. First based on the input-output data of the system, the Markov parameters of the system are identified using the method of observer/Kalman filter identification (OKID). Then a low-order state-space model is built using the eigensystem realization algorithm (ERA). Finally, a linear quadratic Gaussian (LQG) controller is designed based on the low-order state-space model. Experimental results have proved the effectiveness and feasibility of the research.     

基于剪切修正GTN模型的金属弹性退化机理研究

许多金属材料在进行显微或宏观压入测试时,测得的弹性模量会随着压入深度的增大而不断降低.考虑到在压痕测试过程中金属材料并不产生明显的裂纹,这种性能退化应是由材料的损伤引起.然而,经典损伤理论认为以受压和受剪为主的压入变形不会引起材料软化和损伤.本文结合剪切变形下材料损伤的萌生和演化机理,对经典的GTN(Gurson-Tvergaard-Needleman)模型进行了修正,对压入测试进行了有限元模拟.模拟结果显示,材料在压入过程中的损伤是由现有空洞的扭曲变形和次级空洞的萌生共同引起,如果只考虑现有空洞变形则会低估材料在压入变形过程中的损伤演变.