石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法

利用高精度石英挠性加速度计可以测量航天器低频微振动,同时也可实现航天器在轨微角振动的间接测量。针对航天器特点,结合石英挠性加速度计工作特性,提出用高精度石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法,给出微振动加速度、角加速度、角速度和角位移的不确定度分析,根据测量原理给出了各影响因素对测量合成不确定度的计算方法和分析结果。针对卫星敏感载荷的刚体平面测试环境,设计8个加速度计测点布局,开展了整星试验。试验数据分析表明:石英挠性加速度计可准确测量航天器的低频微振动(200 Hz以内),其直接测量和间接测量结果满足测量应用需求,线加速度测量分辨率为5μg,角位移测量分辨率为0.015″。     

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。     

复杂挠性航天器转动惯量在线辨识算法研究

针对复杂航天器的质量特性辨识问题,将复杂挠性航天器作为研究对象,以控制力矩陀螺为执行机构,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的一种复杂航天器转动惯量矩阵的辨识方法。辨识过程中,考虑柔性附件振动对航天器姿态的影响,设计动态滑模闭环控制策略使航天器姿态稳定在期望的位置范围内,快速辨识出航天器的转动惯量矩阵。仿真结果表明:设计的辨识方法收敛速度快,主惯量的辨识误差小于2%。     

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。     

仅利用输出信号的挠性航天器模态参数子空间在轨辨识算法

为了在轨获得精确的挠性航天器模态参数,在子空间辨识算法的基础上,给出了一种仅利用输出信号的挠性航天器模态参数在轨辨识算法。其特点是输入信号不必是白噪声,且当输入信号不易测量时,只利用被噪声污染的输出信号就能进行模态参数的在轨辨识。通过对哈勃太空望远镜(HST)和MiniMast 空间挠性结构两个算例的仿真,验证了算法的有效性和实用性。     

多舱段航天器振动基频分配速算方法

多舱段航天器在研制阶段初期面临着如何分配各舱段基频以及确认基频分配方案是否满足运载火箭方要求的问题,但在这个阶段各舱段的设计尚未定型,建立航天器三维有限元模型缺少必要的输入且时间成本较高,无法满足设计迭代和优化的需求。文章采用多段杆模型模拟航天器的纵向振动特性,采用多段梁模型模拟航天器的横向振动特性,基于基频等效原则建立航天器舱段设计参数与梁杆模型参数的数学关系,分别推导多段杆和多段梁的振动频率方程,提出多舱段航天器振动基频分配速算方法。通过某月球探测器三维有限元模型模态分析数据和力学试验数据验证了该方法的有效性。所提出的方法可用于验证基频分配方案的正确性,并为开展设计优化提供了途径。     

基于推力器的组合航天器质量特性辨识方法研究

组合航天器的质量特性辨识对提高其姿态轨道控制的精度和快速性有至关重要的作用。对基于推力器的总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识进行了研究。基于推力作用下的平动方程可得到质心位置和总质量的耦合辨识方程,基于转动方程可得到转动惯量和质心位置的耦合辨识方程,通过对角速度和线加速度进行多次采样,利用最小二乘法求解这2类辨识方程可完成总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识。基于上述辨识原理,提出一种闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,通过设计合适的推力器工作策略,实现总质量、质心位置和惯量矩阵的解耦辨识,并采用一种不依赖于转动惯量的控制算法,使组合航天器的姿态在辨识结束后恢复到稳定状态。仿真表明,采用闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,可保证组合航天器在推力器激励后的姿态稳定性。在仿真采用的动力学干扰、推力器误差和敏感器误差下,总质量、质心位置和惯量矩阵的辨识精度可达到10-3量级。     

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。     

点式连接航天器等效刚度模态分析方法

针对点式连接航天器受接触影响而产生的非线性特性,提出了利用线性等效刚度代替非线性刚度以计算点式连接航天器模态的分析方法。首先采用有限元软件对点式连接航天器的非线性刚度进行分析,并基于非线性振动和结构动力学的原理,建立了等效刚度的计算方法。将等效刚度代入广义弹簧单元,最终获得点式连接航天器的简化模型并分析其模态。模态分析结果与试验结果对比显示,相比于传统分析方法,基于等效刚度的简化模型精确地预测了点式连接航天器的模态,有利于提高点式连接航天器的动力学仿真分析精度。     

航天器质量特性参数的在轨辨识方法

针对高精度姿态和轨道控制要求准确已知航天器质量特性的问题,提出了基于参数解耦的最小二乘法和基于PSO的非线性优化两种方法,以辨识航天器的质量、惯量和质心位置。第一种方法将惯量与质量和质心位置解耦后分别辨识;第二种方法则将参数辨识问题转换为非线性系统的全局优化问题,同时辨识出所有参数。所提出的方法均不需要假设航天器运动足够慢,克服了以往方法将待辨识参数的耦合关系强行分离的缺点,采用辨识后的参数明显提高了航天器姿态及轨道控制性能。仿真结果验证了方法的有效性。     

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。     

电容式硅微机械加速度计系统的特性研究

微硅电容式加速度计是目前微硅加速度传感器发展的主流,影响其性能有多方面的因素。现详细分析了电容式微加速度计敏感模态的工作原理,阐述了不同情况下提高加速度计静态灵敏度所应采取的措施,给出了加速度计三种振动模态的谐振频率与结构参数之间的关系,通过对加速度计集总模型分析,得到了反映和影响加速度计性能的阻尼、灵敏度、分辨率和吸附电压等关键物理量的具体表达形式。从而可知,加速度计的性能和梁的尺寸,检测质量块质量、极板面积、开孔数目等因素有关。     

航天器横向振动试验的力限条件设计研究

航天器力限振动试验技术可以缓解振动过试验现象.在横向力限振动试验中,除了界面横向力以外,界面力矩同样是一个重要的监测和控制参量.文章介绍了力限振动试验的基本原理以及简单二自由度方法、复杂二自由度方法和半经验方法;然后基于模态有效质量概念提出了力矩限设计策略;最后,计算了某航天器有效载荷的力限条件和力矩限条件,结果显示力...     

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。     

直接力/气动力复合控制系统自适应滤波器设计

针对防空导弹直接侧向力开启诱发的弹性振动,对直接力/气动力复合控制系统自适应滤波器设计进行了研究。根据弹性振动模型,采用有陷波滤波器的控制系统,设计了高通滤波器、频率辨识器和陷波滤波器。用渐消记忆最小二乘法在线辨识弹性振动模态频率,实时调整陷波滤波器参数,实现对弹性振动信号的自适应滤波。仿真结果表明:设计的自适应滤波器能准确辨识出弹性频率,可有效抑制弹性振动对控制系统的影响。     

模拟自由边界对卫星动力学特性的影响

为了研究高精度航天器微振动试验中模拟自由边界附加质量对卫星动力学特性的影响，建立考虑附加质量的卫星地面微振动试验模拟自由边界理论模型，与卫星结构动力学模型仿真结合，分析附加质量对卫星模态频率和频率响应的影响规律。在此基础上，以施加不同附加质量的卫星结构模拟试验件为实验对象，测试验证了附加质量对卫星结构动力学特性的影响。结果表明，附加质量对结构模态频率和频率响应产生明显影响，附加质量越大，对卫星动力学特性影响越大，且对频率响应峰值的影响更加突出。据此，提出附加质量应控制在卫星总质量的5%以内，以避免其在地面微振动试验中给卫星的动力学特性及微振动响应带来严重影响。     

带挠性附件航天器的鲁棒姿态跟踪控制

首先在时域上估计了挠性附件的振动对航天器姿态的影响力矩的界函数.该界函数的得到一方面无需知道附件参数的精确值,只需要知道参数的界限,另一方面仅利用了角速度和已知的振动控制信号,非常适用于无需模态坐标反馈的非线性姿态控制器设计.然后把它用于带挠性附件航天器的姿态跟踪控制,所得控制器具有如下优良特性:(1)对系统参数不确定性鲁棒;(2)不需要模态坐标反馈,也不需要模态观测器;(3)能抑制一般的外干扰;(4)能与多种附件振动控制器相结合.数值仿真验证了控制器的有效性.     

控制输入饱和的挠性航天器姿态机动智能鲁棒控制

针对挠性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题,提出了一种将自适应变结构和智能控制相结合的智能鲁棒控制方法。首先,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,针对挠性模态不可测的特点,给出了仅利用输出信息的智能自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,其中利用神经网络控制来补偿执行机构饱和非线性和采用自适应控制技术克服确定不确定性的界的困难,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及系统的稳定性。最后,将该方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,在反作用飞轮存在饱和特性约束的情况下,完成姿态机动的同时,可有效地抑制挠性附件的振动。
     

基于MEMS传感器的航天器振动特性测量方法研究及实现

为准确测量某卫星平台真实飞行过程发射主动段结构动力学响应及入轨阶段星板结构微振动特性,设计了一种新型MEMS振动测量系统,综合实现对卫星主动段及在轨阶段振动特性测量。针对卫星发射主动段振动冲击大、频谱范围宽且入轨段振动信号振幅和频率较低的特点,测量系统采用了大量程宽带压电式加速度计,以及国产MEMS加速度计和陀螺仪集成设计方案。卫星主动段各关键时段及在轨段各测量工况下的时域和频域冲击振动分析结果表明:测量系统压电加速度计、MEMS加速度计和MEMS陀螺仪均工作正常,测试数据完整有效,测量精度满足卫星结构动力学分析要求,输出结果符合指标要求,已具备产品化条件,具有广阔的应用前景。     

旋转状态柔性附件航天器振动及其变结构控制

基于Hamilton变分原理,采用Mindlin厚板理论,研究了旋转状态中心刚体—悬臂厚板振动及其变结构控制问题。采用Hamilton状态空间法,应用弹性波与振动模态理论,确定了Mindlin厚板中的振动模态。针对该模型系统设计了控制器,采用滑模变结构控制理论,实现了对系统实施渐近稳定控制的设计。采用的变结构控制能使系统达到所期望的振动状态,有效地抑制了平板振动。最后,给出了数值模拟结果,讨论了中心刚体—悬臂厚板位移的动力学控制规律。该方法和计算结果可望能在带有柔性附件航天器的动力学控制中得到应用。