基于转动矩阵下的刚体运动变换理论

转动是刚体基本运动形式之一,文中建立了刚体基本转动的矩阵,借助并矢计算法详细推导了刚体绕空间任意轴转动的矩阵变换,证明了欧勒转动与绕任意轴转动的等价性,给出了欧勒运动学方程的矩阵变换方法.     

关于刚体转动的一个定理

本文从非惯性系中的角动量定理出发,应用刚体平面平行运动的运动学公式,导出了刚体绕瞬时转动中心的转动定理,并应用它求解了两个问题。     

基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计一仿研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统.根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性.     

改进的模型预测控制在分布式卫星姿态控制上的应用(英文)

分布式卫星的姿态控制主要困难是姿态控制模块需要通过卫星间的无线控制模块(ISL)来实现.这种脆弱的ISL导致大量的数据丢失,字节错误和较长的时间延时,从而使传统的线性实时控制算法无法胜任.本文提出了一种带有观测器的可约束模型预测控制,并提供了与传统PD控制的仿真实验比较.仿真结果验证了该算法在分布式卫星姿态控制上的应用上的优越性.     

基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计与仿真研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统。根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性。     

基于人工神经网络的卫星姿态信号处理

地球遥感卫星的技术难点之一是保持有足够的姿态控制精度．通常卫星的姿态由单一传感器获得,为得到高的姿态精度,需要对多个传感器信息进行综合处理．针对由惯性基准、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态测量系统,提出并设计了带反馈的ＢＰ人工神经网络进行信号处理．研究表明,该方法可以抑制红外地平仪轨道周期误差和卫星进入阴影区时对测量系统的影响,从而使系统的测量精度得以很大提高．     

具有输入饱和及多不确定性的挠性卫星姿态控制

研究了存在控制输入饱和约束、内外部干扰及质量特性参数不确定性的挠性卫星姿态鲁棒控制器设计问题.通过近似线性化结合等价坐标变换的方法得到了挠性卫星系统相应的状态空间描述,并以此为基础,采用理论分析结合数值仿真的手段设计出满足控制输入饱和约束并适应两类不确定性的姿态鲁棒控制方法.仿真结果表明,该方法得到的控制器具有较强鲁棒性,能很好地抑制内外部干扰并适应较大范围的质量特性参数不确定性.     

基于变论域模糊控制的高旋弹姿态控制算法

针对高速旋转弹姿态控制系统存在的模型不确定、非线性、强耦合等问题,提出了基于变论域模糊控制的参数自适应姿态控制算法. 在建立姿态控制模型并通过前置反馈补偿方法对俯仰偏航通道进行解耦的基础上,利用变论域模糊控制器对姿态闭环反馈控制系统参数进行在线自适应整定. 仿真结果表明:变论域模糊控制器能有效改善闭环反馈控制系统的动态响应特性,减小弹体参数时变对控制器性能的影响,提高其适应性.      

基于CompactRIO的卫星地球站设备参数监控及传输方法研究

分析了广播电视卫星地球站自动监控系统中主要设备间的参数传输问题,开发了一种基于CompactRIO的广播电视卫星地球站设备参数监控系统.该系统可以对视/音频信号和现场设备运行参数进行有效的实时监控和远程管理,提高了广播电视卫星地球站工作的可靠性和各环节的智能化.     

基于滑模观测器的卫星姿态控制系统滑模容错控制

针对卫星姿态控制系统执行机构故障,设计了基于滑模观测器的滑模容错控制律.采用迭代学习算法在线调节观测器滑模项切换增益,设计滑模观测器估计卫星姿态和角速度.在此基础上,将执行机构故障作为系统的未知动态,提出一种对卫星姿态控制系统执行机构故障不敏感的滑模容错控制方法.该方法利用系统输入和状态信息,结合动力学特性实现未知动态估计,以此设计滑模控制律.通过数字仿真验证了该容错控制方法的有效性.     

基于神经网络专家系统的卫星姿态确定系统故障诊断

介绍了一种基于人工神经网络与专家系统相结合的智能故障诊断系统,将专家系统与神经网络结合运用取长补短,发挥各自的优势.给出了系统的结构组成,并具体描述了神经网络专家系统的工作原理.采用的RBF网络有效地克服了BP网络收敛速度慢,且易陷入局部极小的缺陷.同时利用神经网络的并行处理功能,有效地解决了传统专家系统的推理复杂、时间冗余等缺点.仿真结果证明了该方法应用于卫星姿态确定系统的故障诊断是有效的.     

基于转动惯性效应的调谐质量阻尼器控制方法

转动惯性双重调谐质量阻尼器(Rotational Inertia Double-Tuned Mass Damper,RIDTMD)是一种由调谐黏滞质量阻尼器(Tuned Viscous Mass Damper,TVMD)和调谐质量阻尼器(Tuned Mass Damper,TMD)组合而成的新型减振控制装置.采用RIDTMD作为控制装置,建立了多自由度结构-RIDTMDs系统的减振控制模型,并对其减振的有效性进行了研究.首先,基于RIDTMD装置的工作原理分析,给出了RIDTMD装置单体的力学简化模型;然后,建立了任意数目的 RIDTMD装置对多自由度结构减振的控制模型;并以控制系统的H2范数为优化目标,将RIDTMD装置的参数进行优化;最后,以一个3层框架结构为例,对RIDTMD装置的减振效果及装置参数对结构响应的影响规律进行分析,并与传统TMD装置进行对比,验证了RIDTMD装置减振的有效性.     

基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制

针对飞轮摩擦力矩和外界干扰力矩对小卫星姿态控制精度的影响,设计了一种自适应积分滑模控制器。首先通过设计干扰观测器来补偿飞轮摩擦力矩,并给出了干扰观测器能稳定工作的条件。针对滑模控制器存在的抖振问题,通过对切换增益设计自适应律来减弱抖振,然后基于干扰观测器和自适应律设计了自适应积分滑模控制器,理论证明了该控制器的稳定性。最后通过对小卫星姿态控制进行数字仿真,在控制器作用下,小卫星实现了 0.001°的控制精度,同时具有较小的抖振幅度,证明了所设计控制器的优越性。     

碰撞诱导转动传能中的量子干涉:干涉角和碰撞参数的关系

为了理论研究在COA^1∏（v=0）-e^3∑^-（v=1）体系和He碰撞诱导转动传能中量子干涉效应与碰撞参数的关系,考虑一级波恩近似,长程相互作用势和直线轨迹近似,在原子-双原子分子（混合态）体系,计算了碰撞诱导转动传能中不同碰撞参数下的干涉角,得到了和实验相符的结果。     

基于平淡卡尔曼滤波器的微小卫星姿态确定算法

针对扩展卡尔曼滤波（EKF）在线性化过程中会引入误差的问题,采用平淡卡尔曼滤波器（UKF）进行了系统滤波器设计;提出一种构建虚拟观测量的方法,并分析了其噪声特性．虚拟观测量与高精度器件量测量搭配可实现对姿态的校正．以太阳敏感器、微电子机械系统（MEMS）陀螺、磁强计为姿态敏感器件,构建了定姿滤波器并用STK（Satellite Tool Kit）数据进行了仿真．结果表明,所提出方法能有效地提高定姿性能,采用UKF的系统定姿误差与EKF相当,但收敛时间、稳定性要优于EKF．     

基于平方根Unscented卡尔曼滤波的无陀螺卫星的姿态估计

针对无陀螺卫星的姿态和速度估计问题,提出基于平方根UKF滤波（square Root Unscented Kalman Filter）的估计算法。为了避免欧拉角带来的奇异问题,采用四元数描述卫星的姿态参数。考虑卫星的非线性模型,采用Cholesky和QR分解,从而平方根UKF滤波方法不仅能保证协方差矩阵的正定性,并且还可以提高算法的计算精度。利用测量矢量的信息,该算法能估计三轴稳定卫星的姿态,且计算简单,无需计算Jacobian矩阵。数值仿真结果表明,所给出的方法是可行而有效的。     

基于遗传算法获取正则参数的一种新方法

研究了正则化方法中正则参数的选择问题,提出了利用遗传算法获取正则参数的一种新方法。大量的数值模拟结果表明:该方法在处理大规模不适定问题时具有一定的优越性,是一种实用有效的方法。     

卫星太阳能电池板热设计参数的灵敏度分析

由于卫星在生产和运行中一些不确定因素的影响,卫星热设计参数难以精确确定．从而影响卫星热设计的结果。该文利用系统灵敏度理论,对卫星热设计问题进行了分析,导出了卫星热设计系统的灵敏度方程,并以太阳能电池板的热设计为例,对系统的灵敏度方程进行了求解,分析了各参数的灵敏度,为太阳能电池板热设计中结构及物性参数的确定提供了依据,为太阳能电池板热设计的可靠性验证以及卫星运行可靠性提供了分析方法。将参数分析方法应用于卫星的热设计和热分析中,可提高卫星热设计和热分析的效率。     

伽利略卫星的内部结构模型以及平衡形状参数

木星的４颗大卫星都是同步轨旋卫星，常被称为伽利略卫星．美国发射的伽利略飞船自１９９５年１２月抵达木星系统后，近几年来对木星的４颗伽利略卫星进行了一系列的探测．利用飞船探测的最新资料（参看表１）作为约束条件，建立了伽利略卫星的一组内部结构模型（参看表３～６）；然后按照同步轨旋卫星的形状理论公式计算了它们的平衡形状参数（参看表７），以木卫一为例，其三轴椭球体的 ３个油分别是 １８３０．７３，１８１９．８９和 １８１６．２７ ｋｍ；最后，将计算结果与已有的研究结果作了比较和讨论．