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。     

基于四元数的带飞轮航天器的自适应姿态控制

由于各种环境因素的影响，航天器在运行过程中其动力学参数的准确值难以确定．姿态控制系统必须具有自适应性以适应参数的变化．文中针对飞轮控制航天器提出了一种基于四元数的自适应控制方法．与欧拉角比较，姿态运动的四元数表达的主要优点是数值计算过程中不存在奇异位置．这种控制方法在不需提供航天器参数的情况下可保证航天器跟踪期望的姿态变化以实现姿态机动．应用Lyapunov直接方法证明系统的渐近稳定性，并通过航天器姿态机动跟踪的数值仿真证实了这种控制方法的有效性．     

单轴储能及姿态控制系统建模与仿真研究

为了验证在同一轴上安装两个反向旋转飞轮能够同时完成能量存储与姿态控制问题,对一种由偏置动量轮构成的集成化单轴储能及姿态控制系统进行了理论分析及仿真研究。根据实验系统构成及其储、放能过程的特点,推导了系统的数学模型,给出了相应的控制算法,并以Matlab软件下的Simulink为平台,对系统在充、放电过程中气浮转台的角度调节过程和上下飞轮转速变化过程进行了仿真分析。仿真结果表明,利用两个反向旋转飞轮能够在控制转台角度的同时完成储、放能,证明了控制方案的有效性与可行性,为进一步研究储能及姿态控制系统提供了理论和设计依据。     

单轴储能及姿态控制系统建模与仿真研究

为了验证在同一轴上安装两个反向旋转飞轮能够同时完成能量存储与姿态控制问题,对一种由偏置动量轮构成的集成化单轴储能及姿态控制系统进行了理论分析及仿真研究.根据实验系统构成及其储、放能过程的特点,推导了系统的数学模型,给出了相应的控制算法,并以Matlab软件下的Simulink为平台,对系统在充、放电过程中气浮转台的角度调节过程和上下飞轮转速变化过程进行了仿真分析.仿真结果表明,利用两个反向旋转飞轮能够在控制转台角度的同时完成储、放能,证明了控制方案的有效性与可行性,为进一步研究储能及姿态控制系统提供了理论和设计依据.     

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     

基于Hamilton能量理论的飞轮储能系统比率一致性控制

基于Hamilton能量理论,提出一种飞轮储能系统比率一致性控制方法。该方法通过对飞轮储能单元转速的调节,实现系统的比率一致性控制,达到飞轮储能系统（FESS）内部功率的合理分配。（a）建立飞轮储能单元端口受控Hamilton(PCH)系统模型,利用PCH系统反馈镇定原理,获得端口受控耗散Hamilton (PCH-D) 模型;(b)研究飞轮储能系统的比率一致性控制问题,应用Hamilton能量成型的控制策略实现飞轮储能单元的转速调节,确保所有飞轮储能单元可以按照同一比率进行能量的储存和释放,实现功率的合理分配;(c)通过仿真验证该控制策略的有效性。结果表明：在比率一致性控制下,所有的飞轮储能单元可以按照同一比例进行能量的储存和释放。     

轮控过驱动刚体航天器姿态机动与约束控制分配

针对过驱动航天器系统转动惯量未知与姿态机动控制的问题,考虑执行机构的动态响应特性,设计了反步法的鲁棒自适应控制器。利用Lyapunov方法分析其系统的稳定性,提出基于约束最优二次规划的算法,实现期望指令到冗余飞轮的指令分配,引入一个松弛变量扩展优化解集,证明了分配后控制力矩的平稳性和能量的最优性。采用Simulink软件对某型轮控刚体航天器的姿态机动任务进行了仿真研究。结果表明,该方法能够实现快速和高精度控制过驱动航天器姿态。     

带挠性轴太阳帆板充液航天器流—弹—刚耦合动力学研究

本文研究了带挠性轴太阳帆板充液航天器流-弹-固耦合动力学问题,首先由系统对质心的动量矩定理导出了系统动力学方程,接着分析了航天器贮箱内液体涡旋运动、太阳帆板挠性轴扭转运动,最后给出了航天器姿态角速率与液体涡旋运动、挠性轴扭转运动的关系式,给出了数值结果,分析了液体涡旋运动、挠性轴扭转运动对航天器姿态运动的影响。     

航天器姿态和振动的拉索控制模型

在工程中,航天器的姿态控制和柔性部件振动控制一般采用分开设计和分时段执行,这样增加了航天器的控制时间。该文采用拉索结构作为控制作动器,用模态叠加法对航天结构模型进行刚柔耦合建模,并用线性二次型最优控制方法设计一个控制算法,对航天器姿态及其柔性部件同时进行控制。仿真结果显示,航天结构在各种激励下产生的姿态漂移和柔性附件振动同时得到了快速稳定的抑制。针对拉索控制的特点,分析了拉索的支座反力对控制系统的影响。结果表明,在结构建模中如果不考虑支座反力,将会导致控制系统不稳定。     

带挠性轴太阳帆板与航天器中心刚体耦合动力学研究

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系统动力学方程. 通过变换, 给出太阳帆板、 航天器中心刚体 耦合运动微分方程组. 应用Runge-Kutta积分法得出数值结果. 并分析了太阳帆板转动惯量 、 挠性轴的扭转刚度、 太阳帆板的初始扰动对航天器姿势运动的影响.     

Direct Lyapunov-based control law design for spacecraft attitude maneuvers

A direct Lyapunov-based control law is presented to perform on-orbit stability for spacecraft attitude maneuvers. Spacecraft attitude kinematic equations and dynamic equations are coupled, nonlinear, multi-input multi-output(MIMO), which baffles controller design. Orbit angular rates are taken into account in kinematic equations and influence of gravity gradient moments and disturbance moments on the spacecraft attitude in dynamic equations is considered to approach the practical environment, which enhance the problem complexity to some extent. Based on attitude tracking errors and angular rates, a Lyapunov function is constructed, through which the stabilizing feedback control law is deduced via Lie derivation of the Lyapunov function. The proposed method can deal with the case that the spacecraft is subjected to mass property variations or centroidal inertia matrix variations due to fuel assumption or flexibility, and disturbance moments, which shows the proposed controller is robust for spacecraft attitude maneuvers. The unlimited controller and the limited controller are taken into account respectively in simulations. Simulation results are demonstrated to validate effectiveness and feasibility of the proposed method.     

风-光复合发电系统的优化设计

文章介绍风 -光复合发电系统优化设计的一般数学模型 ,即以系统投资最小为目标 ,系统性能指标为约束 ,寻找风力发电机、光伏阵列、蓄电池、柴油机、逆变器和负载之间的最佳匹配功率及系统电能的最优管理及控制策略 ,运用该模型对实例进行计算 ,结果表明 ,风 -光复合发电系统的设计绝不是独立光伏发电系统和独立风力发电系统的简单拼凑 ,风 -光复合发电系统与独立光伏系统的优化设计规律存在较大的差异 ,其设计规律值得进一步深入研究。     

基于太阳能的双电源供电与自动切换系统

采用2组磷酸铁锂电池为储能装置,以MSP430F2274超低功耗单片机为控制器,设计了一种基于太阳能电池板充电并可在双电池组间自动切换的供电系统,实现了在户外为供电范围为1.8～11V的小型仪器及仪表设备的不间断连续供电.论述了系统的工作原理,给出了系统在电压检测、充放电均衡及自动切换等环节的详细设计方案.实际使用结果表明,此系统可以长时间在户外稳定工作,并具有最大2.5A的电流输出能力,且其体积小,寿命长,无污染,使用灵活方便.     

基于Lyapunov方法的卫星非线性姿态控制

为研究卫星的非线性姿态控制器设计问题,首先给出了带有非线性耦合项以及环境干扰力矩项的卫星姿态动力学方程,然后基于Lyapunov理论设计了一个新的姿态控制器。该方法克服了由引力梯度力矩项引起的控制系统设计的困难,保证了在引力梯度力矩影响下的姿态控制系统的Lyapunov稳定性,同时可通过选择一个参数使系统状态尽可能接近平衡位置。对卫星的姿态动力学模型没有进行线性化及解耦处理,而是保留了模型中小角度所引起的二阶小量,从而保证了姿态控制精度。仿真结果验证了该控制器的有效性。     

四阶混沌电力系统的全局快速滑模控制器设计

为四阶混沌电力系统设计具有全局快速收敛特性的储能型滑模控制器。首先,构建了具有储能装置的受控电力系统,利用混沌理论的基本分析方法对原有四阶电力系统的混沌振荡现象进行分析。然后,将受控电力系统的混沌控制问题转化为二阶非线性系统的控制,为二阶非线性系统定义新型滑模面并与已有滑模面进行比较,从而论证其在克服抖振及奇异问题时具有优越性,并为该非线性系统提出具有全局快速性能的滑模控制方法。最后,将该滑模控制方法用于设计电力系统混沌控制器并通过数值仿真证实控制器的有效性。本文方法的重要特点在于能够凸显电力系统混沌控制的基本规律。     

考虑不确定性的航天器姿态滑模控制器设计

为解决航天器姿态控制中考虑非主轴惯量不确定性和外干扰的问题,设计了滑模控制器组成的鲁棒控制系统来处理系统中的参数不确定性及外干扰项的影响,并在滑模控制器的到达运动控制律设计中引入一个滞后因子来减小系统所需的最大控制力矩,从而节省航天器的控制成本.仿真结果验证了所设计控制器的性能,同时验证了控制律中的符号函数对于抑制抖振现象,提高控制精度的作用.     

航天器姿态机动的滑模变结构控制与仿真*

针对航天器姿态机动的控制问题,设计了一种滑模变结构控制器,实现了航天器姿态对时变期望的跟踪。给出航天器姿态的数学描述,采用滑模控制思想设计了控制器,并基于Lyapunov稳定性理论给出控制器的稳定性证明。以推力器为姿态机动的执行机构,给出了控制信号的PWM调制方法。最后在Simulink环境下构建了仿真系统,仿真结果表明在该控制器下,航天器姿态可以实现对期望信号的跟踪。     

功率前馈电压型PWM整流器直接功率解耦控制

针对有功功率和无功功率互为耦合问题，根据整流器在同步旋转dq坐标系中的数学模型推出功率控制数学模型，提出了电压型PWM整流器直接功率前馈解耦控制新策略，获得有功功率和无功功率独立控制效果。依据新的输入电压空间划分及合成空间矢量，确定了新的功率控制开关表。根据电源电压空间矢量位置和功率控制所需整流器输入电压空间矢量位置，在新的功率控制开关表选择开关函数，给出了系统的功率控制器和电压控制器的设计方法。计算机仿真结果表明，该策略具有可行性。