带挠性帆板的双自旋卫星姿态稳定性分析

本文用假定模态法把原混合动力系统离散成多自由度系统。由R0uth方程推出非循环坐标系统方程,根据稳定性定理推出系统稳定性判据。由此分析了挠性帆板和内部转子对稳定性的影响。     

带弹性附件 n 体自旋卫星的姿态稳定性

本文讨论由n 个轴对称刚体组成的n 体自旋卫星在无力矩状态下的姿态运动,各刚体都附有简化为质量—弹簧—阻尼器系统的弹性附件。使用逐次近似方法导出解析形式的稳定性判据。双自旋卫星的姿态稳定性是n=2的特例。指出文献中常用的能量衰减法的不严格性并提供了反例。     

挠性卫星姿态快速稳定智能控制

针对挠性卫星本身存在的参数不确定性和外部扰动的控制问题,设计了以径向基函数神经网络和小脑神经网络为基础的复合变结构智能控制器.该控制器利用变结构控制系统对被控对象的模型误差、参数变化及外扰等的不敏感性的优点,再结合神经网络能够迅速逼近未知函数、泛化能力强的特点,可以适应挠性卫星参数不确定性和抑制外加干扰,实现对挠性卫星的有效控制.仿真结果表明复合控制能够提高卫星姿态的稳态精度和快速性.     

挠性卫星姿态运动的鲁棒控制技术

具有挠性振动和液体晃动的新一代挠性卫星姿态运动是一个不确定系统,运用H∞优化与μ综合技术研究具有抑制振动和晃动能力以及强鲁棒性的卫星姿态控制系统设计问题,并对所提出的几种鲁棒控制系统设计方案进行计算机仿真和全物理仿真实验研究。     

挠性充液卫星姿态动力学建模研究

为了研究带重力梯度杆的充液卫星姿态动力学 ,利用带端质量的等效悬臂梁模型及液体晃动的等效力学模型 ,即一组球面摆和一个轴对称圆盘 ,建立了挠性充液耦合的卫星姿态动力学方程。根据某微小卫星的具体参数 ,利用多变量控制系统极点配置选取了 3个反作用飞轮的控制率 ,通过数值仿真计算 ,得到了刚柔耦合及挠性充液耦合卫星姿态角的变化规律。仿真结果表明 ,采用三轴反作用飞轮控制方法 ,并对挠性振动进行动态补偿 ,可以改善姿态控制精度 ;同时得到了液体晃动对姿态角精度的影响     

挠性卫星姿态低阶鲁棒控制器设计

本文研究多挠性充液卫星姿态运动的低阶鲁棒控制器设计问题.综合应用模态截断、回路成形和平衡截断方法设计低阶鲁棒控制器.模态截断获得适当阶数的卫星姿态运动模型;回路成形方法设计鲁棒控制器;平衡截断技术实现控制器降阶.满阶对象和低阶控制器组成闭环进行计算机仿真.     

双自旋卫星姿态运动的解析解

本文采用积分因子法较简单地求得双自旋卫星在零马达力矩条件下姿态运动微分方程组的首次积分。文中讨论的方法表明,由于初刻条件选取的不同,可能导致首次解析积分结果的不同表述。     

挠性多体卫星姿态动力学与控制

三轴稳定卫星挠性附件的弹性振动和刚性部件的转动与卫星的姿态运动构成耦合的强非线性系统,因此须设计有效的控制律。该文研究了采用反作用飞轮作为执行机构、带有柔性附件和刚性转动部件的整星零动量三轴稳定卫星的姿态解耦控制问题。导出了卫星的多体系统动力学方程,并给出了部分线性化的形式。进一步利用反馈线性化方法将非线性耦合系统解耦,然后对线性化的系统模型进行状态反馈解耦和极点配置。数值仿真结果表明,该文所设计的控制方法具有很高的姿态控制精度和稳定度。     

基于改进CMOPSO挠性卫星姿态机动路径优化

针对挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的路径优化问题,研究了一种基于云多目标粒子群算法(CMOPSO)的姿态机动路径优化方法.为了解决云多目标粒子群算法寻优初期可能出现粒子陷入局部最优的问题,提出了一种随迭代次数呈反正切函数变化调整惯性权重的改进云多目标粒子群算法.针对挠性卫星大角度姿态机动问题,考虑挠性卫星姿态机动过程中角加速度和角速度的限制,建立了姿态机动路径参数的多目标优化模型,并采用改进的CMOPSO进行优化.仿真结果验证了所提改进的云多目标粒子群算法在挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的有效性.     

带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学

利用动量矩定理推导出带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学方程, 利用牛顿第二定理推导出挠性板上质量微元的动力学方程. 在板等速伸展的情况下对系统动力学方程进行变换, 得到板伸展运动、振动与航天器姿态运动的耦合微分方程. 用Runge-Kutta积分法对方程进行积分, 给出了板等速伸展时板振动振幅、 航天器姿态角速率对时间的响应.     

带挠性伸展附件的航天器姿态动力学研究

利用动量矩定理推导出带挠性伸展附件航天器的动力学方程。在挠性附件按指数规律和幂次规律伸展情况下，研究了附件伸展运动对弹性振动和航天器姿态的影响，得到了附件振动的振幅和姿态角速率随附件长度变化的渐近公式，得到航天器最大姿态偏差的估计式。结果表明：随着附件长度的增加，附件振动的振幅增大，而姿态角速率减小。最大姿态偏差值随着伸展速率的增加而减小。     

基于区域极点配置的挠性卫星姿态镇定控制

针对挠性卫星姿态系统,研究了基于区域极点配置的姿态镇定控制问题.通过对姿态系统进行近似线性化处理,并应用线性矩阵不等式(LMI)技术给出一种基于降维观测器的状态反馈控制方法.该方法根据分离原理,分别采用区域极点配置和极点配置定理设计控制器和观测器.对某挠性卫星模型进行数值仿真,并与一种非线性控制方法做比较研究.仿真结果表明该方法兼顾了卫星姿态系统的动态和稳态性能,且在小角度姿态镇定控制上具有显著优势.     

挠性卫星

研究挠性卫星鲁棒控制算法的计算机三维可视化实时仿真技术,实现了挠性卫星飞行姿态的计算机三维动画仿真,直观地揭示了控制算法的效果,同时为控制系统的图形仿真开辟一条新途径.     

带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型 ,利用保守系统的 Lagrange方程 ,导出了带挠性轴太阳帆板航天器动力学方程 ,在小姿态角速率情况下 ,推出了航天器挠性轴扭转运动、航天器姿态运动的运动学方程 ,给出了数值结果 ,分析了太阳帆板转动惯量、挠性轴的扭转刚度对航天器姿态运动的影响。     

轨控期间挠性卫星的姿态容错控制及主动振动抑制

针对受轨道控制推力影响及存在执行器故障的挠性卫星,提出了一种基于自适应滑模的姿态容错控制及挠性振动抑制方法.该容错控制方法不需要故障信息,而是基于滑模控制原理,利用自适应算法能够对故障系统中的不确定参数信息实现有效估计,并且在保证姿态稳定的同时,对来自环境和系统内部的扰动及转动惯量的不确定性具有良好的鲁棒性,从而提高了容错控制器的性能.进一步在姿态稳定的基础上,利用精确鲁棒微分器理论,针对挠性模态中的非线性项和扰动项设计了非线性状态观测器,并结合自适应控制和滑模控制方法实现了对挠性振动的有效抑制.最后,在反作用飞轮冗余配置的前提下,对轨道调控期间具有执行器故障的卫星姿态控制系统进行了仿真.结果表明,该方法有效正确.     

带可控空间机构卫星姿态动力学方程

本文计论 N+1个刚体以任意方式用铰相连的空间多体系统。建立 N 个刚体受控运动下系统主体(即卫星本身)姿态的动力学方程,并给以公式化,由于这个数学模型对于描述主体姿态的广义坐标是三个一阶微分方程,而对主体的角速度是一个代数方程组,因此无论在理论分析还是数值计算中使用均比较方便。文中列举空间太阳电池阵展开对卫星姿态影响的例子来说明此方程的优越性。     

带自由面充液航天器的自旋稳定性分析

研究充液航天器在液体晃动、航天器平动和摆动相互耦合情况下的自旋稳定性问题．采用Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法建立液体受迫振动的离散的动力学方程,并对液体自由振动的特征问题建立了有限元数值计算方法．由系统的动量方程、动量矩方程和液体受迫振动方程建立起刚－液耦合系统的姿态动力学方程,并由Ｋｅｌｖｉｎ定理,给出了充液航天器的自旋稳定性判据．最后以圆柱腔为例,分析了充液航天器自旋稳定性的结果．     

基于观测器的挠性卫星姿态机动抗饱和H∞控制

针对存在外部扰动与输入饱和的挠性卫星姿态机动控制问题,给出一种基于观测器的抗饱和H_∞控制方法.根据该挠性卫星姿态系统的结构特征,设计出基于降维观测器的状态反馈H_∞控制器.以此为基础,采用区域极点配置理论进一步改善控制性能指标.此外,在不增加控制系统维数的情况下,通过执行器的输入输出差设计抗饱和补偿器来消除饱和的影响.最后,数值仿真实例验证了文中方法的有效性和优势.     

天兴洲长江大桥箱形带肋钢压杆稳定性

根据天兴洲长江大桥杆件特点,对数值积分法作了改进,提高了计算效率.考虑杆件初偏心和初弯曲影响,让长细比在30和100区间变化,通过对杆件N1,N5和N7按照有肋和无肋两种情况进行了大量数值积分计算,分析了不同的材料特性、长细比、板件宽厚比和截面高宽比等因素对杆件稳定性能的影响,并拟合计算结果,得出了可用于天兴洲大桥压杆稳定设计的相关方程和柱子曲线,为进一步研究箱形带肋钢压杆的稳定性能提供了有益参考.