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.     

基于动态输出反馈的挠性航天器主动振动抑制

针对航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题，提出了基于动态输出反馈控制的主动振动抑制方法。采用拉格朗日方法和四元数参数化建立了挠性航天器的非线性模型。利用航天器姿态控制问题固有的无源性，设计了1种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律，并采用压电作动器来抑制挠性结构的振动。基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态的振动的衰减。仿真结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性。     

基于路径规划和反推技术挠性航天器姿态控制

为抑制航天器姿态机动过程中挠性附件的振动,提出了一种基于路径规划和反推技术的姿态自适应控制方案.对航天器姿态机动路径进行规划,以缓解传统控制中快速性和超调量之间的矛盾,并减小姿态机动引起的挠性附件振动.针对航天器姿态动力学和运动学构成的具有不确定性的非线性串级系统,基于反推技术设计了一种仅利用输出信息的自适应控制器,并...     

多模态充液挠性航天器有限时间控制

针对多模态充液挠性航天器在有限时间内完成姿态大角度机动等问题,提出了一种有限时间控制方法。为减小航天器机动过程中挠性附件振动和液体晃动强度,设计了一种机动性更加灵活的正弦过渡角机动度七段路径规划方法,把期望信号规划为更加连续光滑的路径,避免了阶跃响应引起的剧烈挠性部件振动和液体晃动。利用输入成型器对路径规划后的期望信号进一步调制,有效抑制了残余振动和液体晃动。最后,通过仿真研究验证了所提控制方法的有效性。     

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。     

充液挠性航天器液体晃动模态观测及滑模姿态控制

针对充液挠性航天器姿态机动过程中挠性附件振动和液体晃动等问题,提出了一种带有稳态液体晃动补偿的滑模变结构控制方法。基于Lyapunov稳定性理论,设计了一种改进的滑模变结构姿态控制律,采用平方根函数代替符号函数以减小抖振。考虑到液体晃动频率低阻尼小的特点,为提高姿态稳定控制的性能,设计了一种液体晃动模态观测器,在稳态过程中补偿液体晃动对航天器姿态的影响。仿真结果表明,所提控制方法可有效提高充液挠性航天器姿态的稳态指向精度和稳定度。     

挠性航天器大角度姿态机动路径规划

针对挠性航天器大角度姿态快速机动快速稳定的控制要求,通过分析挠性航天器姿态动力学特性,提出了一种基于抛物线型角加速度曲线的三段式机动路径规划算法.该算法考虑了机动过程中对最大角加速度与最大角速度限制,充分发挥执行机构的功能来提高系统的快速性,并使角加速度平滑变化以减小帆板的振动.该路径规划方法简单,适于在轨实现.仿真结...     

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。     

挠性航天器姿态机动路径设计及最优控制

针对在轨挠性航天器姿态机动控制问题,提出了一种基于路径规划、线性二次型最优控制(LQR)和扩张状态观测器(ESO)新的姿态控制方法.在建立单轴挠性航天器姿态动力学系统状态方程的基础上,针对姿态机动易造成挠性附件大幅振动的问题,提出了一种余弦型角速度曲线的姿态机动路径规划方法,可应用于初速非零的情况.针对姿态角速度和挠性模态的变化率不易测得以及系统中受到持续时变干扰的问题,构建ESO对系统状态量和干扰进行估计,并与LQR控制相结合,设计了具有自抗扰能力的姿态控制器.仿真结果验证了所提控制方法的有效性.     

带有非线性内模补偿的挠性航天器姿态控制

针对挠性航天器姿态控制中的干扰和振动抑制问题,提出了1种带有非线性内模补偿的鲁棒姿态控制器。基于内模原理设计非线性动态干扰补偿器,可渐近抑制非线性外部系统产生的时变干扰信号。分析刚挠耦合关联系统特性并应用Lyapunov方法,提出1种基于姿态角速度反馈镇定挠性模态的鲁棒态控制律,实现了包括挠性模态在内系统状态量的渐近稳定。该控制器仅采用姿态角和姿态角速度测量信息,不需要测量模态,易于工程实现。将该控制器用于挠性航天器姿态控制,仿真结果验证了其有效性和对干扰的鲁棒性。     

Spacecraft Dynamic Characteristics While Deploying Flexible Beams

IntroductionVibrations increase when flexible spacecraft beamsare deployed. The deploying and the vibrations ofthe beams influence the attitude motion of thespacecraft. Li and Wang[1,2 ] has studied thedynamics of a rigid body spacecraft with twosymmetric deploying flexible beams. Theapproximate formulas were given for theamplitudes of the beams and the attitude angularvelocities of the spacecraft for certain conditions.Song and Ma[3] found the dynamic equations forflexible appendages of spa…     

绳系释放时的航天器耦合动力学分析

本文研究了绳系释放对于航天器刚体姿态的影响.基于离散的系绳黏弹性模型,建立了航天器和系绳间刚-柔耦合的时变非线性动力学模型.以Kissel释放控制律为例,研究了系绳自由释放及受控释放时航天器姿态动力学问题,揭示了绳系释放对于航天器本体姿态的影响规律.结果表明,系绳自由释放末的冲击可致航天器旋转,而受控系绳释放使航天器产生绕其局部平衡位置的振荡.航天器初始姿态对绳系航天器的释放动力学具有显著影响.     

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。     

深海采矿扬矿管横向非线性振动响应分析

为了得出扬矿管横向振动规律,扬矿管系统属于大偏移、大变形的几何非线性问题,将扬矿管简化为梁单元,用有限元法进行离散,基于 直接积分法求解,得到横向振动运动规律。研究结果表明,在六级凤况下,扬矿管横向振动、速度和加速度响应均为简谐运动,在0-0.1 s内加速度做明显的低频减谐振荡衰减运动,且横向振动出现低频振荡现象,各周期内的最大振动幅值不相同；横向振动的幅值随着扬矿管深度的增加先增大后减小再增大,最大振动幅值出现在1 000 m处,其值为0.000407 m,最小振动幅值出现在2 000m处,其值为0.000041 m；速度和加速度与横向振动的运动规律相同,扬矿管在1 000 m处振动位移变化最快,其变化速度为0.00029 m/s,在2 000 m处振动位移变化最慢变化速度为0.000029 m/s。     

带微分观测器的双环姿态跟踪控制

针对捕获非合作目标航天器的姿态跟踪控制问题,给出了一种双环姿态跟踪控制器。通过引入虚拟角速度将二阶姿态运动方程分解为内外环独立的子系统。外环预设有界虚拟角速度使航天器姿态渐近收敛于期望姿态;内环采用二阶微分观测器精确估计由转动惯量摄动、外部干扰和饱和超幅部分组成的不确定项,基于观测值的鲁棒姿态控制器使内环角速度指数收敛于外环虚拟角速度。双环姿态跟踪控制能够满足控制饱和及角速度有界约束下的跟踪精度和闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真验证了该控制器的鲁棒性和有效性。      

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。