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。     

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.     

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.     

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...     

具有确定运动姿态的柔性体的动力学建模

将飞行器在空间的运动看作是已知的，分析了飞行器上的挠性构件对飞行器运动和姿态的影响，利用假设模态，将挠性构件的变形，看作是空间直角坐标轴方向的线元振动所构成的，根据动力学中的Ｋａｎｅ方法，建立了动力学方程，经简化，得到了带帆板结构的平面挠性体对飞行器运动影响的动力学方程．这种方程可通过计算机实现其数值解     

具有确定运动姿态的柔性体的动力学建模

将飞行器在窨的运动看作是已知的,分析了飞行器上的挠性构件对飞行器运动和姿态的影响,利用假设模态,将挠性构件的变形,看作是空间直角坐标轴方向的线元振动所构成的,根据动力学中的Ｋａｎｅ方法,建立了动力学方程,经简化,得到了带帆板结构的平面挠性体对飞行器运动影响的动力学方程,这种方程可通过计算机实现其数值解。     

充液挠性航天器俯仰运动非线性动力学分析

考虑了带弹性帆板与液体燃料的航天器做俯仰运动时刚-液-弹之间的相互耦合作用,采用已推导的刚-液-弹耦合系统非线性动力学方程组,应用多尺度法对耦合系统液体一阶主共振的非线性动力学特性进行解析分析,发现了幅频曲线软、硬特性随液深发生转换的现象,发生转换时的临界液深值大小与液体燃料在航天器中的位置、航天器与弹性帆板的转动惯量相对于液体燃料密度的比值均有关,并通过与数值模拟比较,验证了解析分析的正确性。     

充液挠性航天器俯仰运动非线性动力学分析

考虑了带弹性帆板与液体燃料的航天器做俯仰运动时刚-液-弹之间的相互耦合作用,采用已推导的刚-液-弹耦合系统非线性动力学方程组,应用多尺度法对耦合系统液体一阶主共振的非线性动力学特性进行解析分析,发现了幅频曲线软、硬特性随液深发生转换的现象,发生转换时的临界液深值大小与液体燃料在航天器中的位置、航天器与弹性帆板的转动惯量相对于液体燃料密度的比值均有关,并通过与数值模拟比较,验证了解析分析的正确性。     

一种太阳帆航天器姿态机动控制方法

针对太阳帆航天器挠性模态易激发但难测量的问题,该文研究以控制杆作为执行机构的太阳帆航天器姿态控制。基于控制杆的动力学分析建立了太阳帆俯仰轴刚柔耦合模型。提出了1种姿态机动路径柔化与可测刚体姿态信息反馈控制相结合的太阳帆姿态控制方法。设计了比例积分型状态误差反馈律,并给出了使系统刚体姿态与挠性模态均渐近稳定的充分条件。仿真结果表明,所提控制方法能较好地满足太阳帆姿态调整的快速性与准确性要求。     

充液航天器姿态稳定分析的Casimir方法

充液航天器中的液体燃料晃动将可能导致航天器姿态不稳定性现象的发生．本文采用哈密顿动力学方法研究了半充液航天器姿态运动的稳定性问题．首先将晃动液体等效为弹簧质量块力学模型,建立了液体晃动与航天器姿态多体耦合动力学系统的哈密顿方程,并进一步推导了与耦合动力学系统相关的Casimir函数;借助于Casimir函数并采用李亚普诺夫稳定性理论推导出耦合系统的稳定性和非稳定性条件,最后给出了数值仿真结果及相关结论．     

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。     

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.     

双刚体航天器姿态运动规划的样条逼近方法

双刚体航天器系统在无外力矩作用时,其姿态运动可通过连接双刚体航天器的关节铰进行控制,这种关节铰可由球铰或万向节铰构成．本文利用系统相对于总质心的动量矩守恒这一特性研究了双刚体航天器的三维姿态运动控制问题．分别导出带球铰和万向节铰连接的双刚体航天器系统三维姿态运动控制模型,并将系统的姿态运动控制问题转化为无漂移系统的运动规划问题．利用最优控制和样条逼近方法,在控制输入的样条逼近中引入粒子群算法,提出基于样条逼近的最优运动规划数值算法．运动规划的最优控制是光滑的,且初值和终值均为零,通过数值仿真,表明该方法对带球铰和万向节铰连接的双刚体航天器三维姿态运动规划是有效的．     

刚柔耦合系统的几何非线性运动稳定性

针对由中心刚体与柔性附件所组成的平面型刚柔耦合系统,不仅研究柔性附件的横向弯曲变形对系统动态特性的影响,同时考虑柔性附件的拉伸变形、截面转角变化与弯曲变形的相互耦合作用,并且以非线性几何关系作为基本出发点,建立了柔性变形、姿态运动之间的非线性耦合动力学模型。基于上述非线性模型,利用能量积分构造Lyapunov函数,分别以中心刚体不转动和中心刚体匀速转动为无扰运动,证明了非线性系统关于姿态角速度、挠性变形位移和应变等扰动变量的稳定性。     

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