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。     

反作用轮在星载二维转台中的应用研究

星载二维转台是安装在卫星表面上并承载光学探测设备的二维转动机构,当它快速跟踪目标时,必然对卫星本体作用力矩,这将对卫星的姿态产生干扰。通过把反作用轮安装到转台上,可以减小甚至消除二维转台对卫星扰动力矩。从控制学角度出发,对反作用轮控制的原理、模型、实现方法及实验数据进行了分析和研究,并给出了结论。     

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     

磁悬浮主被动飞轮和被动磁轴承轴向力设计分析

针对现有商业卫星用磁悬浮飞轮存在发射成本高、体积大、重量大、功耗大、结构复杂和控制难度大等缺陷,提出了采用三自由度自稳定被动磁轴承代替原有磁轴承方案的磁悬浮主被动飞轮。分别介绍了飞轮和被动磁轴承结构、工作原理;通过等效磁荷法对被动磁轴承轴向力和轴向力刚度进行了数学建模;采用数值分析法,对被动磁轴承不同高宽比和气隙宽度的轴向力—位移曲线进行分析比较,并基于工程实际,选用高宽比为2和气隙宽度为1mm的被动磁轴承模型;采用有限元法,对飞轮在仅轴向偏移、径向偏移扰动、径向扭转扰动和同时发生径向偏移扰动与径向扭转扰动四种工作状态下轴向力自稳定性进行了分析。研究结果表明,轴向自稳定性满足性能需求,该自稳定被动磁轴承为商业航天卫星的磁悬浮飞轮的性能提升与成本降低提供了新的思路。     

重力梯度稳定微小卫星大角度机动最优控制的遗传算法

为满足小卫星设计要求 ,针对重力梯度稳定微小卫星 ,建立了其大角度姿态机动的动力学模型 ,并应用Pontryagin极大值原理进行了最优控制问题的研究。同时 ,将遗传算法引入卫星姿态控制的数值计算中 ,求解最短时间控制问题和能量最优控制问题 ,发展了一种新的最优控制问题的计算方法 ,避免了对迭代初值进行猜测的困难 ,提高了计算效率。以“清华一号”微小卫星为算例进行了数值仿真计算 ,得到了卫星姿态角度和反作用飞轮控制力矩的变化规律     

原子发射高次谐波的优化控制和动力学分析

原子分子在强激光场中发射的高次谐波是一种新型的便捷型光源,目前已在众多研究领域展现出了非常诱人的应用前景.本文综述了针对高次谐波转换效率低而对其进行优化控制的常用方法和结果,结合波形整形技术和遗传算法等演化算法,人们可以对高次谐波进行各种目的性的控制,特别是利用近年发展成熟的波形合成技术,可将谐波场的强度提高1个数量级以上,或者在不降低强度的基础上将谐波截止位置扩展2倍以上.最后介绍了一种全新的用于高次谐波分析的时频变换方法——同步压缩技术(Synchrosqueezing Transform,SST),该变换技术为理解和探索电离阈值附近及以下高次谐波发射的动力学过程提供了强有力的工具.     

低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究

某些低轨道航天器在执行任务时 ,需要通过姿态控制系统使其有效载荷 (如星载相机 )在一段时间里连续指向地面或空间的给定目标。文中研究了带 3个反作用飞轮的低轨道航天器的姿态跟踪开展问题。首先根据刚体运动学知识推导出航天器的参考姿态角、参考角速度和参考角加速度表达式 ,然后基于卫星航天器姿态动力学给出了 3个互相垂直安装的反作用飞轮的控制律 ,并利用 L yapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真计算验证了控制算法的正确性     

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.     

He^＋离子在啁啾激光和高频脉冲组合场中产生的单个阿秒脉冲

利用数值求解含时薛定谔方程的方法,从理论上研究了一维模型He＋离子在波长为1064nm的线性啁啾激光和高频脉冲形成的组合场中产生的高次谐波以及由这种高次谐波构造的阿秒脉冲特征.发现在组合场中,由于啁啾脉冲的作用和在适当的时刻加入了高频脉冲,不仅使高次谐波谱的平台区域能得到很大的扩展,而且谐波转化效率也得到有效地提高,当对第二平台区域的不同范围内高次谐波迭加都可得到单个阿秒脉冲,最短可达21阿秒.最后通过经典分析和时频分析解释了这种高次谐波展宽与阿秒脉冲发射过程的特点.     

基于LQR-IMCS算法的智能结构振动主动控制

为了解决最小控制综合（MCS）算法在快速扰动下缺乏鲁棒性和线性二次调节器（LQR）在非线性扰动下容易失稳的问题,构造了一种自适应增益补偿函数,对标准的MCS算法进行改进.提出了基于LQR-IMCS（改进的最小控制综合）算法的新策略,并通过波波夫准则验证了该系统的稳定性.以实验室压电壁板结构的第1阶振动模态为研究对象,分别施加随机扰动和高次谐波扰动.仿真和实验结果表明：该方法相对于标准的MCS算法具有更快的收敛速度和更小的跟踪误差,对壁板的第1阶模态抑制具有良好的控制效果和鲁棒性.     

空间二维转台中反作用轮控制技术的研究

对星载二维转台中反作用轮的控制技术进行了研究。介绍了反作用轮的作用原理,给出了扰动补偿的不变性原理和前馈控制的数学描述。结合反作用轮的控制模型,在双闭环控制结构上,加入了前馈控制和死区电压补偿。通过实验证明,采用这些技术,可以显著提高反作用轮转速的控制精度,大幅度减少星载二维转台的角动量输出。     

涡轮增压器叶片高低周疲劳寿命特性分析

转子是涡轮增压器高速旋转部件,在运行中承受高低周疲劳载荷,其安全运行尤为重要.为获得涡轮增压器叶片的高低周疲劳寿命,通过改变高低周疲劳中高周应力比和单个复合疲劳载荷块中的高周频率,分析疲劳寿命特征,建立了基于Miner理论的寿命评估模型,利用此模型分析得出160 000 r/min转速下涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命.通...     

电动汽车高频交流功率分布系统的谐波分析

根据高频交流脉冲密度调制理论,提出了一种用于电动汽车高频交流功率分布系统的谐波分析方法和仿真模型.分析的结果有助于减小电力电子装置谐波对电动汽车电子控制系统的干扰.     

三轴稳定静止卫星赋形天线指向误差分析

对于静止轨道三轴稳定卫星,天线的指向精度是用户要求的重要指标.在卫星定点后处于工作姿态时,要求天线波束覆盖用户规定的地面区域,并满足规定的电性能指标.卫星的姿态、轨道、天线性能和总装等误差对赋形天线的指向精度均具有一定的影响.本文对影响赋形天线指向精度的各类误差的形成原因、误差数据的计算方法进行了逐项分析.研究了各类误差对赋形天线指向精度的影响,其中重点分析了姿态和轨道误差的影响,给出了相应的算法公式,并基于实际工程数据进行了算例仿真,得到卫星在正常和位保两种模式下赋形天线的指向误差数据.通过对比,仿真计算结果与卫星在轨天线方向图的实测结果具有一致性,证明了该分析思路和计算方法的有效性和正确性.     

旋转弹引信用卫星定位接收信号旋转解调方法

为解决旋转弹飞行中的高旋转、高动态条件会造成卫星定位接收系统无法正常定位的问题,针对旋转、动态环境开展了旋转弹卫星定位接收信号旋转解调方法的研究.详细分析了旋转条件对卫星定位信号接收的影响,并针对旋转特性设计了旋转跟踪解调环,用于对旋转的跟踪与解调,给出了旋转弹卫星定位信号接收系统的设计方案,基于Simulink实现了旋转弹卫星定位信号接收系统的仿真,并给出了相应的仿真与实验结果.结果表明,设计的以旋转跟踪环为核心的旋转弹卫星定位信号接收系统,在中心频率为200 Hz的情况下跟踪范围可达到±40 Hz,较好地满足了转速在200转/s左右的旋转弹信号接收要求.      

基于导星电子星图模拟器的卫星控制系统半物理试验方法

为了实现卫星的高精度高稳定度控制,中法天文卫星建立了卫星姿轨控半物理仿真试验系统.对该系统采用导星电子星图模拟器引入仿真闭环进行研究.首先,将导星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学为其提供输入信息.接着,高精度测量单机和高精度控制机构引入到闭环中.然后,粗测量敏感器和粗控执行机构由数学模型替代.最后,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、载荷计算机和整星电源系统组成了实时仿真验证系统.实验结果表明:在地面半物理条件下,可以达到导星进入开小窗条件,y、z轴稳定度达到2(″)/10 s及5(″)/100 s.导星敏感器可以提高姿态测量精度和姿态控制的稳定度.满足控制稳定度在亚角秒级别卫星的要求.     

卫星偏置动量轮3D模型的优化设计与有限元分析

为提高卫星姿态控制系统的精度、寿命以及确定卫星合理的有效载荷和性能指标,提出了偏置动量轮整体优化设计方案.通过三维实体建模软件Pro/E建立轮体、壳体的密封罩和底座的简化几何模型,依据动量轮轮体和壳体的特性与设计要求,建立动量轮整体优化设计的数学模型;利用Matlab软件中fmincon和fminimax函数分别进行偏置动量轮整体优化设计计算.结合优化结果对结构尺寸进行适当调整,取动量轮半径为81 mm,轮缘高度和宽度分别为24、6 mm,轮辐高度和宽度分别为21、6 mm,轮体内环倒圆和外环倒圆为20、5 mm,壳体厚度为1 mm.经有限元分析验证后轮体的静态和动态性能均达到了指标要求,体积减小了15％.     

基于误差传递模型的精密装配几何误差灵敏度分析

文中针对确定各零部件几何误差对装配精度的影响以及瓶颈装配工序等重要问题,分析了两零件装配时由于配合面表面形貌所导致的几何误差造成的零件位姿变动,确定单工序的配合误差.以此为基础,基于多体系统理论建立多工序装配过程误差传递模型,用矩阵微分法建立了几何误差对装配精度的灵敏度分析模型.该模型可以识别出多工序装配过程中对装配精度有较大影响的主要零部件几何误差,从而为精密装配精度分析以及控制提供基础,并通过实例验证了模型及分析方法的有效性.      

Algorithm of Attitude Control and Its Simulation of Free-Flying Space Robot

Reaction wheel or reaction thruster is employed to maintain the attitude of the base of space robot fixed in attitude control of free-flying space robot.However, in this method, a large amount of fuel will be consumed, and it will shorten the on-orbit life span of space robot, it also vibrate the system and make the system unsteady.The restricted minimum disturbance map (RMDM) based algorithm of attitude control is presented to keep the attitude of the base fixed during the movement of the manipulator.In this method it is realized by planning motion trajectory of the end-effector of manipulator without using reaction wheel or reaction thruster.In order to verify the feasibility and effectiveness of the algorithm attitude control presented in this paper, computer simulation experiments have been made and the experimental results demonstrate that this algorithm is feasible.     

压缩机系统高阶Moore-Greitzer模型的动态行为分析

以压缩机系统不稳定现象的MG(Moore-Greitzer)模型为基础提出了其高阶Galerkin扩展形式,并进行了稳定性分析,得到旋转失速和喘振的条件:失速仅受阀门参数的影响,而喘振受阀门参数、稳定性参数两者的综合影响.然后,在压缩机性能曲线为三次曲线的典型条件下,从稳定状态到喘振状态分阶段对系统的动态行为进行数值仿真.结果表明:高阶速度扰动模态波在失速初始阶段严重影响一阶模态波,而在过失速阶段则影响不大;在相同的初始条件下,高阶扩展模型失速发展的速度比一阶模型快了约16%,因此可以更早地检测到失速的发生;高阶模型对初始扰动更加敏感.