液体大幅晃动类等效力学模型研究

基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型(MPBM),结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。     

空间机械臂非完整运动规划的遗传算法研究

带空间机械臂航天器系统在无外力矩作用时，系统相对于总质心的动量矩守恒而变为非完整系统。由于非完整约束的不可积性，非完整系统的运动规划与控制比一般系统要困难得多。现利用非完整特性研究了自由漂浮空间机械臂的三维姿态运动控制问题。首先导出带空间机械臂的航天器三维姿态运动数学模型，并将系统的控制问题转化为无漂移系统的非完整运动规划问题。在运动规划中，根据最优控制原理和优化理论，提出基于遗传算法的最优运动规划数值算法。通过数值仿真，表明该方法对空间机械臂及航天器三维姿态运动的非完整运动规划是有效的。     

空间冗余机械臂零反作用最优路径规划

自由漂浮空间机械臂运动通过力传递会对其载体航天器产生反作用力和力矩,从而影响基座和末端执行器的位置与方向。利用冗余机械臂的反作用零空间,求解对基座航天器姿态零干扰的机械臂运动规律的解析解。给定机械臂初始和终端状态,考虑最大关节角约束和最大关节角加速度约束,分别针对时间最优和沿整个运动路径关节加速度最小的问题,采用高斯伪谱法,在零反作用轨迹解集中寻找满足约束方程的最优解。所得最优解使得机械臂在达到期望构型的同时不影响基座姿态。将算法用于平面3自由度冗余机械臂系统中,仿真结果表明:算法在保证基座姿态稳定的同时,关节运动满足给定的约束条件,从而验证了算法的有效性。     

液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制

主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。     

充液柔性航天器刚-液-柔耦合动力学研究的凯恩方法

借助凯恩方法对携带太阳能帆板的充液航天器耦合系统进行动力学建模,采用六自由度描述航天器的轨道及姿态运动,由运动脉动球模型模拟贮箱内液体燃料的晃动,根据几何非线性变形的假设引入太阳能柔性帆板的动力刚化效应并建立了航天器刚-液-柔耦合系统动力学模型。最后,为了验证理论的正确性和模型的合理性进行了数值仿真,结果表明微重力环境下液体晃动对航天器姿态机动将产生明显的干扰;随着重力效应的增加液体晃动对航天器姿态机动的干扰愈发明显,而刚液柔耦合效应对航天器的姿态机动具有不可忽视的影响。研究成果对复杂航天器动力学分析与总体设计有重要参考意义。     

平面型两关节空间机器人的自适应轨迹控制

基于参数线性分离方法，得到了平面型两关节空间机器人线性参数化形式的动力学模型，这种模型非常适合于采用自适应控制方法。控制策略考虑了机器人各关节之间的耦合及机械臂与基座航天器之间的耦合，对航天器姿态的控制和机械臂的控制进行综合，在满足手端跟踪期望轨迹的同时，保证航天器姿态基本不变。控制器由一个PD反馈项和一个补偿动力学不确定性的非线性自适应反馈项构成，能够保证对期望关节轨迹的全局渐进跟踪，提高了空间机器人操作的适应性和安全性。     

携带晃动燃料柔性航天器姿态机动中的同宿环分叉研究

本文研究了带液体晃动和柔性附件的耦合航天器系统在液体燃料耗散和柔性附件扭转振动的作用下,经历从最小惯量轴到最大惯量轴姿态机动中的混沌动力学行为.将液体晃动等效为球摆模型并由此建立了带柔性附件充液航天器多体耦合系统动力学模型.首先推导出耦合系统动力学方程并采用Melnikov积分预测受扰系统稳定与不稳定流形是否横截相交,得到了参数形式表达的混沌运动解析判据,这对航天器的设计有重要的指导意义.研究发现,混沌的发生依赖于刚体形状,阻尼比,充液比和扭转振动频率.此外,在经过被动再定向姿态机动后,由于液体晃动的本质非线性特性,充液航天器最终将进行大章动角的周期极限环运动而非绕着最大惯量轴自旋.     

充液挠性航天器姿态机动控制的多目标优化

针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。     

充液航天器大幅晃动耦合动力学建模仿真研究

针对充液航天器大幅液体晃动与全星姿态运动的耦合问题，文章采用三维质心面法建立了储箱级等效力学模型和全星级耦合姿态动力学方程。该方法将储箱内液体等效为只能在其质心面内运动的质心点，而液体晃动对储箱的作用力（含力矩）用质心点与质心面之间的相互作用来模拟，同时利用牛顿欧拉法推导了液体晃动与航天器姿态运动的耦合动力学方程。数值仿真表明，计算结果与其国外实验卫星的在轨测量结果基本一致，从而初步验证了质心面等效力学模型用于全星级大幅液体晃动耦合动力学分析的有效性。     

空间机器人动力学奇异回避的笛卡尔轨迹规划

针对空间机器人动力学奇异的回避问题，提出一种基于组合函数的笛卡尔轨迹规划方法。将梯形规划与正弦函数相结合，对机械臂末端的位姿进行参数化。机械臂沿着某一轨迹运动时，根据阻尼最小方差法(DLS)的特点，提出一种判断是否发生动力学奇异的方法，并据此进行轨迹规划。该方法可以保证空间机械臂运动过程中不会遇到动力学奇异。此外，将基座姿态扰动和机械臂运动时间作为目标函数的一部分，最终，轨迹规划问题转化为多目标优化问题，并利用混合整数规划的混沌粒子群优化算法(CPSO)进行求解。该优化算法能够改善标准粒子群算法(PSO)的“早熟”现象。仿真结果表明，新方法能够有效处理动力学奇异问题，减小基座姿态扰动及运动时间。     

复杂结构充液航天器晃动动力学与姿态稳定性

复杂充液航天器的晃动及其对控制系统的影响是当前空间高技术的重要问题。 本文首先由力学变分原理导出充液复杂系统的方程式,其中包括流体力学方程和相应的边界条件,以及弹性连续介质力学方程;特别是,考虑了强毛细作用力的影响。其次,考查了微重条件下带有隔板的贮箱内的液体晃动、带有网孔隔板腔体内的液体晃动和粘弹性隔板对抑制晃动的作用。另外,本文将分析带有多腔充液自旋卫星的姿态稳定性,以及晃动、液体涡旋、贮箱偏置,能量耗散和哥氏加速度对卫星运动的影响。最后,讨论了多体系统充液挠性空间飞行器的稳定性问题。 同时,本文给出了数值计算结果和某些试验结果,并与理论分析作了对比。     

测量不确定的充液航天器自适应鲁棒容错控制

针对三轴稳定充液航天器控制系统中同时存在外部未知干扰,参数不确定,测量不确定和执行器部分失效故障的鲁棒容错姿态机动控制问题进行研究。首先将部分充液贮箱内的晃动液体燃料等效为粘性球摆模型,采用动量矩守恒定律推导出航天器的刚-液耦合动力学方程。然后将变结构控制策略结合范数自适应估计算法设计了自适应鲁棒容错控制器,其中设计的范数自适应控制算法用于有效估计由测量不确定产生的集总扰动的未知上界;自适应估计算法则用于有效估计贮箱内的液体晃动位移变量。提出的控制策略不依赖精确的故障信息,并且在故障信息值不确定的情况下可以实现期望的姿态机动任务。基于Lyapunov稳定性分析方法证明了容错闭环系统状态变量的一致最终有界性。采用数值方法验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。     

考虑太阳帆板振动的空间绳系拖曳动力学与控制

针对使用空间绳网捕获带有太阳帆板等柔性附件的大型失效航天器的碎片清除任务,充分考虑了拖曳过程中柔性附件产生的振动对系统的稳定造成的影响。首先采用凯恩方法建立了失效航天器绳系拖曳系统动力学模型,在建模过程中充分考虑系绳的质量和振动、帆板的振动、系统的轨道运动对姿态的影响等,使动力学模型更加详细和完整,且该动力学模型不受失效航天器所处位置的限制,适用于任意轨道上的失效航天器的拖曳离轨任务;之后根据平衡状态的特点,求取了系统的平衡解,并在平衡解附近对动力学方程线性化,然后采用李雅普诺夫方法分析了系统的稳定性及各参数的变化规律;并针对失效航天器可能产生的姿态章动设计了常值张力切换控制律;最后采用数值仿真的方法分析了失效航天器的帆板振动对绳系拖曳过程的影响,校验了控制律的有效性。     

连续力矩作用下的柔性航天器再定向与振动抑制

研究带两帆板航天器的三维再定向与振动抑制问题，执行机构为反作用轮。建立了柔性空间飞行器三轴耦合姿态动力学模型和四元数姿态运动学模型，建模时考虑了帆板的弯曲变形和扭转变形。采用拟欧拉角及角速度作为反馈信号，设计了一种ＰＤ控制律。该控制律可以用于对任意目标姿态的再定向而形式保持不变。用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法证明了姿态的渐进稳定性和模态振动和衰减性。非线性闭环系统的仿真结果验证了所设计控制律不仅能够使航天     

万有引力场中带挠性太阳帆板航天器的姿态稳定性

本文讨论带双侧挠性太阳帆板航天器在万有引力场中的姿态运动，建立带挠性帆板航天器的欧拉方程和帆板强迫振动方程。利用Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法对动力学方程离散化，利用Ｋｅｌｖｉｎ－Ｔａｉｔ－Ｃｈｅｔａｙｅｖ定量判断航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性。导出适用于任意阶模态的解析形式稳定性充分条件。     

Application of a magnetohydrodynamic element in the control loop of a rotating spacecraft with a spike antenna

The problem of stabilization of a rotating spacecraft with a flexible spike antenna located along the axis of spacecraft rotation is considered. A magnetohydrodynamic element is used as a final-control element in the control loop of spacecraft attitude, and the solar direction sensor serves as a measuring device. At the first stage of investigation, the problem of stability is considered for stationary and non-stationary modes of rotation of the spacecraft with a flexible antenna and with a cavity partially filled with a low-viscosity liquid.     

On stability of a rotating spacecraft partially filled with liquid: The case of a single cavity

The problem of stability of a rotating spacecraft with a cavity partially filled with liquid to a small depth is considered with regard to the distinction in angular velocities of spacecraft and liquid rotation and their variability (the modes of the spacecraft’s stationary rotation, spin-up, and rotation deceleration). The regions of stability (in space of the characteristic parameters of an object) are found, and mathematical simulating of the disturbed motion is carried out.     

一类挠性航天器的变结构控制

本文研究在控制器能量受限条件下，一类挠性航天器的姿态控制问题。考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，并假定系统在一平面内作旋转运动。针对航天控制工程中执行机构的工作模式，基于系统的无穷维模型，本文设计了简单易行的变结构控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。