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本文提出了一种火箭飞行中考虑气功交连的气功力矩线性表达式,从而给出了一组考虑姿态交连的姿态角迭代方程组。该方程能较好的反映实际飞行中各姿态角变化的相互关系,并改进了原有单通道迭代方式,使用此组方程能使弹道计算程序自主进行。 相似文献
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基于鲁棒状态观测器的运载火箭姿态控制系统设计 总被引:2,自引:0,他引:2
考虑弹性振动和液体晃动,采用鲁棒观测器设计了运载火箭的姿态控制系统。将姿态角测量结果中弹性振动的影响视为外界干扰,利用状态观测器的低通滤波特性实现对高频弹性信号的衰减,同时状态观测器替代速率陀螺估计得到姿态角速度,以姿态角和角速度信号为输入,采用扭曲二阶滑模控制方法设计了姿态控制律,并从理论上对该控制律稳定液体晃动和弹性振动的原理进行了证明,对观测器变换矩阵的选择进行分析。数值仿真表明,在参数摄动和干扰的影响下,所提出的变结构控制律能够有效的跟踪控制指令,稳定系统姿态,具有较强的鲁棒性,同时鲁棒状态观测器能够准确的估计出角速度信息。 相似文献
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考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋+飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是:首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋+飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。 相似文献
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基于机械飞轮干扰补偿的小卫星自适应滑模变结构姿态控制 总被引:2,自引:0,他引:2
针对机械飞轮内干扰可能导致小卫星姿态控制系统性能下降问题,提出了一种加入机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构姿态控制方法.本文针对基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态控制系统,首先建立系统详细的数学模型,包括基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态动力学方程和机械飞轮控制系统模型,然后针对此系统设计了一种基于机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构控制器,其中通过设计一种状态观测器得到机械飞轮摩擦干扰的估计值,用于对机械飞轮摩擦干扰的补偿,并通过Lyapunov定理证明了此控制律能保证系统的渐近稳定性.最后仿真结果显示,此方法缩短了飞轮转速过零时间,降低了最大的姿态扰动量且提高了卫星姿态控制的精度和稳定度. 相似文献
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对卫星在应急模式下进行姿态动力学数值仿真。考虑重力梯度和太阳光压,太阳帆板两面反射率的不同,以及存在阴影区情况,建立开环状态下精确的卫星姿态动力学方程。通过对某型号卫星四十种故障模式的数值仿真,发现其姿态在相当长的时间内不会发散失稳;重力梯度力矩和太阳光压力矩都是微量,在相当长的时间内对姿态变化起主要作用是飞轮卡死时卫星的姿态角和角速度;制动飞轮的卡死时间对对卫星姿态有显著影响,卡死时间越短,卫星姿态变化越明显。 相似文献
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敏捷卫星偏流角计算模型研究 总被引:4,自引:4,他引:0
TDICCD相机成像时为保证图像品质,要求对偏流角进行修正。文章针对敏捷卫星任意姿态角建立了在星下点成像、俯仰姿态机动后成像、滚动姿态机动后成像,以及滚动加俯仰姿态机动后成像几种情况下偏流角计算模型,并对模型进行了仿真计算。结果表明,敏捷卫星姿态目标计算当中,有必要考虑姿态机动带来的偏流角控制目标变化,以保证姿态控制精度。文章对敏捷卫星的偏流角控制设计、计算和测试验证工作有参考价值。 相似文献
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对主体结构为柔性充气囊体的某飞行器动力学响应和飞行姿态特性进行了研究。针对球锥外形的柔性充气囊体结构,建立参数化模型,基于ANSYS软件进行柔性充气囊体静力和动力学响应分析。在静力分析中用惯性释放法模拟完全无约束的结构,得到控制力作用下的变形、应力和质量参数变化。在动力学响应分析中用完全法分析了充气囊体结构在控制力作用下的瞬态动力响应,得到由大幅刚体位移和小幅弹性振动组成的结构位移响应。建立了充气囊体的姿态运动方程,基于MATLAB自编程序,研究了控制力作用下充气囊体的姿态动力学特性,分别分析了不考虑弹性变形和考虑弹性变形两种情况的柔性充气囊体姿态特性。结果表明:在控制力作用下充气囊体的弹性变形不大,绕初始平衡状态发生大幅的刚体位移;控制力产生的弹性变形对充气囊体的姿态动力学特性影响较大,姿态分析中需考虑弹性变形引起的质量参数变化。 相似文献
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控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制 总被引:4,自引:0,他引:4
针对挠性航天器飞轮输出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自适应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自适应变结构输出反馈控制器设计的方法,并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动;此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。 相似文献
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从航天器微小型化的角度出发,提出了仅利用两个飞轮进行航天器姿态控制的飞轮配置方案。该方案还可以对高速旋转的飞轮所储存的能量进行管理,不需要磁力矩器等额外的卸载装置,从而简化了飞轮姿态控制系统的结构。详细描述了系统的结构和工作原理,推导了航天器姿态控制系统的非线性动力学模型,分析了影响航天器姿态机动性能的主要因素,并通过仿真验证了这种配置方案的有效性。 相似文献
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过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对四反作用飞轮配置的刚体航天器执行机构故障以及外部干扰等问题,提出一种姿态容错控制分配算法。该方法通过设计滑模观测器,实现在有限时间内对执行机构故障与外部干扰的精确重构;特别地,应用Lyapunov稳定性理论证明了所设计的控制器能够在有限时间内实现对闭环姿态的全局渐近稳定控制,且该控制策略可实现对反作用飞轮故障与外部干扰的鲁棒性。此外,采用计算量较小的基序最优控制分配方法快速实现了期望控制力矩到四反作用飞轮指令控制力矩分配。最后,针对某型号航天器以及各种反作用飞轮故障进行数值仿真,仿真结果表明所设计过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制方法能够在线、及时、精准地完成故障重构与控制分配。 相似文献
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对三轴稳定飞轮姿控小卫星的模糊控制方法进行了研究。不考虑解耦运算,基于模糊控制,以姿态角偏差及偏差变化率为输入,飞轮转动角加速度为输出,在每个通道分别加入模糊控制器,实现了对小卫星滚转、俯仰和偏航通道耦合系统的有效控制。仿真结果表明:该法对干扰抑制明显、对结构参数变化不敏感,响应过程有良好的快速性和较高的稳态精度(可达1×10-4rad),可避免传统方法中对动力学方程的直接解耦操作,应用时可将模糊控制规则转化为控制表储存在星载计算机,简单高效。 相似文献
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针对某型光纤(FOG)捷联惯组(SINS)的轻量化设计要求,采用了空间五点减振的布局方案。基于弹性中心理论计算了空间五点减振系统的弹性中心和偏心量,在捷联惯组存在质心偏移的情况下,增设第五点减振器可以将减振系统的弹性中心和捷联惯组惯性测量系统质心之间的偏心量减少到1.42mm。从刚体动力学出发对振动耦合的解耦条件进行了讨论,指出捷联惯组在惯性主轴偏移的情况下,空间五点减振系统无法实现角振动的解耦,但是通过调整IMU结构布局的质心,或通过调整减振器的刚度比,都可以实现线振动和角振动的解耦。用有限元方法对上述两种解耦方案下捷联惯组的冲击响应进行了计算,仿真结果表明,调节质心和调整减振器刚度两种方法对于降低IMU振动耦合的效果均较为理想,由线冲击引起的角振动降低了约29~100倍。 相似文献
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