带挠性附件航天器在轨质量特性辨识

考虑挠性附件的振动,研究了航天器在轨质量特性辨识问题。利用推力器产生激励,采用陀螺仪、加速度计和振动信号传感器作为敏感器,设计了模态滤波器提取各阶模态响应。通过交互迭代,设计了转动惯量和质心位置的辨识算法;根据加速度计原理,设计了质量的辨识算法。采用批量最小二乘法对算法进行求解。该算法适用于模态参数已知、任意初始状态航天器的质量特性辨识。仿真结果表明算法收敛速度快、辨识精度高。     

利用改进TW-API方法在轨辨识挠性航天器时变模态参数

考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性,提出一种改进的截断窗逼近幂迭代（TW-API）追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题,改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程,显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时间。还将该方法与经典投影估计子空间跟踪（PAST）方法和逼近幂迭代（API）递推方法进行了计算量对比与分析。为检验四种方法用于航天器模态参数辨识的效果,选取ETS-VIII卫星为对象进行数值仿真。通过实际计算时间的比较,校验了改进TW-API方法在大型挠性航天器时变模态参数在轨辨识方面的有效性。     

大角度机动下带挠性附件航天器转动惯量在轨辨识

针对大角度机动情况下带挠性附件航天器转动惯量在轨辨识的问题,提出一种将转动惯量参数估计和挠性附件状态估计相结合的并发递推算法。该算法以大角度机动情况下带挠性附件航天器的非线性动力学模型为基础,分别利用广义卡尔曼滤波做挠性附件振动模态的状态估计,最小二乘法做转动惯量的参数估计。最后通过并发递推算法将二者结合,完成了带挠性附件航天器的转动惯量参数辨识。为了提高算法的效率,采用一步最小二乘、多步广义卡尔曼滤波并发递推的算法。仿真结果表明,该辨识方法兼具高精度、高效率,并且算法有一定的抗干扰能力。     

变结构航天器动力学特性在轨辨识方法综述

动力学特性在轨辨识是对大型变结构航天器精确控制的基础和关键。首先,分析了国外在动力学特性在轨辨识领域的工程应用。其次,从在轨运行过程对动力学特性的影响出发,对在轨辨识方法的工程适用性进行了分析和评述,并总结了开展制约航天器动力学特性在轨辨识方法工程应用的条件。最后,对航天器质量特性和模态参数在轨辨识方法的应用进行了总结,可为动力学特性在轨辨识方法在我国未来大型变结构航天器中的应用提供参考。     

挠性航天器混合H2/H∞输出反馈姿态控制（英文）

研究一类带有挠性附件的航天器的H2/H∞输出反馈姿态控制问题,所涉及的挠性航天器由刚性本体和挠性附件构成。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动的耦合,再加之振动模态难以测量,对挠性航天器的姿态控制带来困难。针对该问题提出了基于H2/H∞理论的动态输出反馈控制器设计方法。动态输出反馈在模态变量不能测量的前提下也能有效控制航天器本体姿态,而H∞控制器具有很好的抗干扰能力,能有效抑制空间环境干扰力矩和模型不确定性对控制系统稳定性的影响。和纯H∞输出反馈控制算法相比,基于H2/H∞的设计同时提高系统的动态性能。数值仿真验证了所设计的控制方法对挠性航天器具有很好的姿态控制效果。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题，提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比，改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵，而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计，从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上，利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中，建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型，分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况，利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数，而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

挠性卫星模态参数辨识技术研究

针对挠性卫星在轨高精度控制需求,提出一种以飞轮为执行机构、星敏为测量元件的挠性卫星模态参数辨识技术。对卫星整体进行动力学建模并作线性化化简,导出了特征系统实现(ERA)和OKID算法。根据星上实现,给出了相应的辨识策略:构造状态观测器,推导与初始条件无关的Markov参数,再用该参数对系统进行辨识。由数学仿真验证该方法的可行性,结果表明:该辨识算法能有效辨识出整星的模态参数,且在一定的噪声影响下仍能保证辨识的精度,OKID+ERA算法的频率辨识精度优于2%,系统阻尼辨识精度优于10%,有一定的工程应用价值。     

应用机器视觉的柔性卫星在轨模态辨识方法

针对柔性卫星在轨模态辨识问题,提出一种应用机器视觉对卫星大型柔性附件在轨受到激励时进行模态辨识的方法。通过对视觉系统进行在轨标定以获取辨识数据源,并考虑机器视觉引起的噪声大、高频模态辨识困难等问题,采用将信号增强与奇异熵降噪相结合的高频增强,剔除虚假模态以改进模态辨识效果。利用气浮平台进行全物理试验,以低幅随机激励模拟卫星在轨平稳运行状态,采用上述方法辨识得到卫星模态参数。试验结果表明:文章提出的方法工程易实现,高频增强后辨识度高,可用于柔性卫星在轨模态辨识。     

基于参数在轨辨识的组合体航天器姿态控制技术

面向在轨服务提出了一种组合体航天器的参数在轨辨识与控制方法。针对辨识参数估计误差相对较大、环境存在干扰力矩以及控制输入受限的情况,设计了一种自适应变结构控制算法,实现组合体航天器对干扰和参数不确定的鲁棒性,并保证了快速和精确的响应。仿真结果表明设计方法有效,能满足控制指标要求。     

带有输入非线性的挠性航天器姿态机动变结构控制

针对挠性航天器反作用飞轮输入力矩受限情况下的姿态机动问题，提出了一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上，给出了滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法，并保证闭环系统渐近稳定；另外，为了避免确定不确定性和外干扰界函数上限的困难，又给出了一种自适应变结构输出反馈控制器的设计方法，并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后，将本文提出的两种控制方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制，并进行数值仿真研究。仿真结果表明：在反作用飞轮的控制受限条件下，完成姿态机动的同时，使得挠性附件的振动幅值远远小于0．001，有效地抑制挠性附件的振动。     

太阳电池翼在轨模态光学测量优化的计算机辅助方法

非接触光学测量方法,可作为空间站太阳电池翼等大型航天器柔性部件在轨模态分析的一种潜在手段。为合理布置相机的拍摄工位及视角,有效捕捉靶标运动的位移及方向,提出了利用轨控或姿控激励下柔性附件瞬态响应的结构动力学仿真结果,结合计算机图形学仿真技术,预示虚拟靶标运动过程成像及其位移重构效果,从而对测量有效性做出判断的实验方案评价方法,并通过仿真实验对其可行性进行了验证。该方法可发展为航天器在轨模态测量的计算机辅助优化工具,能充分利用结构动力学仿真成果,弥补大型柔性部件地面实验的不足。     

一种带精确补偿的卫星姿态快速机动控制方法

针对挠性卫星姿态敏捷机动中，挠性模态和星体转动惯量不确知，进而影响前馈补偿的有效性的问题，提出一种将非线性状态观测器和转动惯量辨识相结合的精确补偿控制方法。证明了一般挠性卫星动力学的非线性项满足Lipschtiz条件，可引入非线性观测器，实现了挠性模态的准确估计。设计了一种基于角速度最优阶拟合的转动惯量校正方法，进一步提高前馈补偿的精度和姿态机动的快速性。数学仿真对比结果表明：本文所提的精确补偿控制方法，能够有效减少挠性附件振动和转动惯量不准确对姿态控制的影响，提高姿态控制的响应速度，满足挠性卫星机动过程的快速性和稳定性，适用于挠性卫星的姿态敏捷机动控制。     

“天宫一号”目标飞行器结构模态试验方法

“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验的激励方式、模态参数的识别方法及试验结果的评估等都有其独到的地方。多点激励模态试验的关键在于激励位置的选择及考核输入激励力的相关性,识别耦合紧密的模态结果重点在于参数识别算法。文章从模态试验原理出发,对多点激励在“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验中的应用及耦合紧密的模态试验结果的识别方法进行了探讨和分析。     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

Actuator placement from degree of controllability criteria for regular slewing of flexible spacecraft

An important unresolved problem in the attitude and shape control of future large flexible spacecraft is the determination of appropriate locations throughout the flexible vehicle for placement of control system actuators. In a separate work a definition of the degree of controllability was generated for this purpose when the control objective was to return the spacecraft to the desired equilibrium configuration after any disturbance. In some potential space missions the objective will require angular slewing maneuvers of a flexible structure. The optimum actuator locations should be significantly different for this objective. In this paper, concepts of the degree of controllability of a control system for performing standard maneuvers are developed from basic physical considerations, and then numerical methods for generating the degree of controllability are developed. These results offer the control system designer a method of evaluating the effectiveness of candidate actuator distributions. The method is shown to take on a relatively simple form when spacecraft modal coordinates are used.     

柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法

首先分别采用部件模态和系统模态建立柔性航天器在轨运行状态下的动力学方程；重点推导了航天器系统模态与其部件模态之间的模态恒等式，得到了由部件模态计算系统模态频率的一般公式；然后结合目前航天器的常见构型，对一般公式进行合理简化，得到了估算航天器系统基频的简化公式；最后给出了简化公式的工程应用算例。     

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器，通过定义广义全局模态振型，提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形，基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程，结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比，分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况，第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz，说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率；理论模型能够比较准确地描述动态响应，端部横向位移的最大误差为2.6%；基于气浮平台构建了试验系统，理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近，说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。