细长体双自旋卫星消旋主动章动控制动力学解耦的系统仿真

细长体双自旋卫星自旋部分的能量耗散会导致卫星章动运动的发散。利用消旋体的惯性积在动力学上的耦合作用,使消旋电机的轴向力矩通过耦合,产生横向力矩来阻尼章动,称之为消旋主动章动控制（ＤＡＮＣ）［１］。本文提出一种利用动力学解耦的仿真方案,用单轴平台进行细长体双自旋卫星消旋和章动控制的系统试验,验证了系统的可行性。     

双自旋卫星的姿态运动和控制

本文引入卫星动力学等效概念,把单自旋卫星的动力学分析、制控的概念和方法推广应用到双自旋卫星。提出了双自旋卫星的双脉冲闭路控制的设计方案。分析了由于结构误差引起的摆动,给出了摆动角的计算公式和卫星姿态的稳定判据。论证了管一球武章动阻尼器也适用于双自旋卫星。证明了章动阻尼器不能消除摆动,甚至对卫星姿态误差产生不可忽视的影响;最大姿态误差角等于章动角和摆动角之和。最后,用仿真试验验证了分析结果。     

FY-2C星控制分系统设计

介绍了风云二号(FY-2)气象卫星双自旋稳定控制分系统的组成、功能和技术指标,以及卫星起旋控制、章动角与摇摆角控制、敏感器设计和消旋子系统设计等关键技术.C星在轨运行情况表明,控制分系统工作正常、性能稳定,圆满完成了起旋、主动章动控制、测定姿、姿态机动、转速调整、定点捕获和天线消旋对地定向等任务,技术指标满足任务书要求.     

带液体章动阻尼器卫星的残余章动角

带液体章动阻尼器卫星的残余章动角是设计高精度自旋卫星的一项重要指标。本文讨论液体章动阻尼器引起卫星存在残余章动角的机理;对于目前应用较多的管——罐式液体章动阻尼器的两种工况分别进行研究,得到了这类章动阻尼器与卫星及阻尼器结构参数间的关系式,为设计管——罐式章动阻尼器提供了依据。     

自旋稳定卫星海上测控姿章联控及实现

介绍了同步轨道自旋稳定卫星海上姿态章动联合控制原理。通过分析等倾角进动过程,建立了理论与实际执行角、同步脉冲执行次数和时延的计算模型,并给出了姿章联控系统的组成及实现过程。     

自旋弹道导弹动力学与控制

弹道导弹主动段自旋飞行是一种新的构想,旨在对抗激光武器拦截,实现主动段突防.导弹自旋飞行引起的运动耦合、控制耦合及其它效应可能导致弹体失稳,实现较强耦合作用下弹道导弹自旋飞行姿态稳定控制是亟待解决的问题.文中建立了自旋弹道导弹的动力学和控制频域模型,分析了几种主要耦合作用对系统的影响,将系统开环传递矩阵分解为动力学耦合和控制耦合两部分,结合古典和现代频域方法进行了姿态控制系统设计研究,采用根轨迹方法分析了运动耦合对自旋弹道导弹性能的影响,用动态预补偿技术实现姿态解耦控制.仿真结果表明,方法有效改善了低滚速较强耦合条件下自旋弹道导弹姿态控制性能.     

基于PID控制的主动磁轴承-飞轮转子系统运动稳定性研究

磁悬浮支承应用于控制力矩陀螺具有很多优点,但是飞轮转子在高转速下表现出的陀螺效应是影响系统稳定性的主要因素。现研究了由于陀螺效应产生的章动和进动造成系统失稳的根本原因,并对控制系统提出改进方案。为研究方便,提出了相位分析的方法进行PID控制系统分析。研究结果表明,章动失稳的主要原因是系统的相位滞后引起,进动失稳主要因为积分控制项对系统负阻尼作用引起,同时,研究表明积分控制对系统章动稳定性影响很小。     

变轨发动机工作态主动式自旋稳定姿态控制

首先通过对航天器变轨控制的分析,提出了“通过消章消偏综合控制实现自旋稳定姿态控制”的主动式自旋稳定姿态控制方法;随后,分别研究了变轨发动机工作态的消章控制和消偏控制的特点和相应方法;最后,设计并实现了“带消偏约束的消章控制法”。应用该方法对某细长型航天器的变轨发动机工作态进行控制,仿真结果表明,姿态控制的精度较高。     

基于主动磁轴承的高速飞轮转子系统的非线性控制研究

针对控制力矩陀螺——主动磁轴承飞轮转子系统的强非线性和由陀螺效应产生的进动和章动导致系统的失稳问题,提出了神经网络的控制方案,设计了RBF神经网络控制器,并给出了李亚普诺夫函数的稳定性证明。研究表明,该控制器解决了陀螺效应导致的主动磁轴承-飞轮转子的不稳定性问题,且抑制了噪声对磁轴承稳定性所造成的破坏。最后,数值算例证明了该方法消除噪声的可行性和有效性。     

空间绳系编队的动力学及稳定展开控制研究

以三角构型的空间绳系编队系统为对象开展了动力学特性分析和稳定展开控制研究。首先，针对以往编队动力学建模的精度问题，采用Lagrange法建立了系统动力学模型，建模时充分考虑了系绳的弹性，可在不增加计算量的同时保留系统的弹性特性。其次，根据所建立的动力学模型，定量分析了编队自旋稳定时自转角速度的范围，为之后的稳定展开控制提供理论依据。由于受制于执行机构精度和控制输入的限制，空间绳系编队系统是一个典型的欠驱动系统，采用分层滑模实现编队的稳定展开控制，仿真结果验证了该控制方法的有效性。     

挠性结构主动控制系统中执行机构配置与系统可控性的关系研究

研究了挠性结构主动振动控制系统中执行机构的配置与系统可控性的关系,针对可以简化为梁结构的挠性结构,分析了为了保证系统可控性所需要配置的执行机构的具体数目,得到了定量的结论。     

基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制

针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制     

挠性悬臂板的变结构控制研究

针对航天器上太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构的挠性附件 ,在存在建模参数不确定及外部扰动条件下所引起的振动 ,本文采用压电致动片作为执行器 ,将变结构控制应用于板的主动振动控制。通过仿真研究结果与应变律反馈控制比较 ,可知变结构控制具有较强的鲁棒性 ,同时控制器结构简单 ,易于实现     

空间挠性结构的Stewart平台主动基座振动控制

研究基于Stewart平台主动基座的挠性结构振动控制。首先,建立含Stewart平台主动基座的柔性梁刚柔耦合动力学模型;随后,在模态空间上分别针对挠性结构的一阶和二阶模态设计由线性扩张状态观测器(LESO)和PD控制器组成的自抗扰控制器(ADRC);最后,基于独立模态控制(IMSC)中的模态滤波器从物理坐标中提取模态坐标,建立振动主动控制实验系统,基于模态空间的自抗扰控制方法完成挠性结构的前两阶模态振动主动控制实验。研究结果表明,利用Stewart平台作为主动基座,采用自抗扰控制方法实现挠性结构的振动抑制是一种高效的振动主动控制方法,在空间振动主动控制领域具有广阔的应用前景。     

行星际航天器主动热控系统模糊控制

对行星际航天器主动热控系统进行了研究。以“火星探路者”号为例，在其机械泵式单相液体循环冷却系统设计布局的基础上，使用更高换热效率、更低压力降的分形微管道网络换热器传递电子设备散发的热量，利用模糊控制策略对系统进行控制。通过合理的简化和假设，应用集总参数法建立系统动态特性模型，进行仿真研究。结果表明此主动热控系统能对航天器电子设备温度进行有效控制。     

基于特征模型的挠性悬臂板控制

针对航天器上太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构的挠性附件 ,存在环境扰动下所引起的振动 ,本文采用压电智能结构作为执行器对悬臂板进行主动振动控制。基于板系统的特征建模 ,并结合自适应控制对挠性板的主动控制进行了研究。通过仿真研究结果与应变律反馈控制比较 ,表明该方法的有效性     

载人航天器主动热控系统热负荷布局优化

针对典型的含有低温内回路、中温内回路和外回路的载人航天器主动热控单相流体回路系统,研究了给定温度的热负荷布置在低温或中温内回路对系统总质量的影响,给出了根据热负荷温度和功率进行布置的原则。根据系统质量的数学模型和能量平衡关系,采用Lagrange乘子法对热控系统进行了轻量化建模和求解。结果表明,存在一个热负荷的临界温度使两种布置方案系统的总质量相等：热负荷温度低于该临界温度时,布置在低温内回路可使系统总质量更小,反之应当布置在中温内回路。热负荷布置在低温内回路还是中温内回路需要根据其温度和功率来选择。最后,对热负荷布置原则从换热温差分配的角度进行了定性上的分析。     

弹性高超声速飞行器建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动问题极大影响其精细姿态控制精度。以高超声速飞行器的纵向通道为例,分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响,建立面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型,考虑气动参数和模态参数的大范围摄动,采用主动控制策略,基于鲁棒H∞理论和LQR理论设计精细姿态控制系统。大量仿真表明：在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,并保证进气口当地攻角±0.4度的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。