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。     

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。     

含板类柔性附件的充液航天器动力学研究

对含有板类柔性附件和曲壁轴对称充液储腔的复杂航天器系统进行动力学建模和耦合机理研究。首先，采用Kirchhoff-Love薄板理论对航天器的板类柔性附件进行研究，通过D’Alembert原理得到柔性附件的振动方程，运用模态假设法将混合方程转换为常微分方程。其次，通过推导充液航天器储腔内任意点的运动，得到储腔液体的牵连速度势函数，采用Gauss超几何级数得到液体相对速度势函数的解析形式，通过Hamilton变分原理推导液体晃动的运动方程，以及液体速度势函数模态系数的控制方程。最后采用准坐标Lagrange方程得到耦合航天器系统的状态方程，通过数值仿真校验系统动力学模型的有效性。研究结果表明，刚性平台、液体、柔性附件的相互耦合效应使得航天器系统存在复杂动力学行为，在复杂航天器系统动力学建模过程中需要充分考虑液体晃动和柔性附件振动的影响，柔性附件的安装位置对于耦合航天器系统的动力学行为也有着重要影响。     

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。     

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。     

多充液贮腔航天器耦合动力学与姿态控制

基于已有的质心面液体大幅晃动等效力学模型，采用拉格朗日方法，系统地建立了任意复杂激励下四贮腔航天器刚-液耦合动力学精确模型。由本文方法所得到的等效晃动力及晃动力矩与通过Flow3D计算出的相应结果吻合良好，验证了所建模型的可靠性。根据所建立的大幅晃动类充液航天器耦合系统动力学模型进一步研究了该类航天器在进行三轴稳定姿态机动时的主要动力学耦合特性，并设计了一类抑制姿态振荡的补偿控 制器。     

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。     

充液卫星平放式贮箱内液体晃动的等效力学模型

本文研究带平放式贮箱的三轴定向充液卫星的液体晃动及其姿态动力学问题，建立了充液系统的等效力学模型，并由该模型研究了充液卫星的姿态稳定性，得到了主刚体作平面摆动时系统的姿态稳定性判据     

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。     

航天器喷气姿态机动分力合成抑制模态选取准则

针对利用喷气执行机构实现航天器姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,以期望的姿态指向精度及稳定度为约束,提出了需要抑制的系统模态阶次选取准则。仿真验证模型由绕单轴旋转的中心刚体及柔性附件组成,应用拉格朗日法建立适用于不同附件位置的系统动力学方程,利用准则设计了常幅值分力合成控制力矩。仿真结果验证了所提出准则的有效性,并表明：在姿态机动前若能适当调整柔性附件的位置,将便于分力合成控制器设计,易于获得较高的姿态指向精度及稳定度,且利于减少喷气次数。     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

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。     

地球同步卫星远地点变轨期间的三轴姿态稳定

本文提供了地球同步三轴稳定卫星在远地点变轨机动过程中的卫星动力学模型,其中考虑了刚体、液体晃动和帆板振动的耦合,这些模型经过实际工程验证,证明是正确的。本文还给出了控制器结构,它由PID和各种晃动滤波器及帆板挠性滤波器组成。工程设计证明,这种控制器结构可满足设计要求且简单可靠。本文还给出了系统稳定性分析结果及数字仿真结果。     

柔性航天器预设性能及时间自抗扰姿轨跟踪控制

针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

受细胞膜放电模型启发的航天器姿态鲁棒控制

研究了具有模型参数不确定和受空间环境干扰影响的挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制问题,设计了一种受细胞膜放电模型启发的鲁棒姿态控制器。综合考虑挠性航天器的强非线性和强耦合特性,设计了对模型参数和环境干扰具有鲁棒性的姿态机动控制器。为了减小机动中姿态突变激发的挠性附件振动,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进的鲁棒控制器。当参数不确定范围和干扰有界时,所提鲁棒控制器可使闭环系统的解最终一致有界。最后,分析了控制器参数对姿态控制性能及所需能量的影响。数值仿真验证了所提鲁棒控制器用于姿态机动控制可以得到良好的效果。     

Maneuver planning of a rigid spacecraft with two skew control moment gyros

The attitude maneuver planning of a rigid spacecraft using two skew single-gimbal control moment gyros (CMGs) is investigated. First, two types of restrictions are enforced on the gimbal motions of two skew CMGs, with each restriction yielding continuous control torque along a principal axis of the spacecraft. Then, it is proved that any axis fixed to the spacecraft can be pointed along an arbitrary inertial direction by at most two sequent rotations around the two actuated axes. Given this fact, a two-step eigenaxis rotation strategy, executing by the two single-axis torques respectively, is designed to point a given body-fixed axis along a desired direction. Furthermore, a three-step eigenaxis rotation strategy is constructed to achieve an arbitrary rest-to-rest attitude maneuver. The rotation angles required for the single-axis pointing and arbitrary attitude maneuver schemes are all analytically solved. Numerical examples are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed algorithms.