挠性卫星振动抑制的变结构主动控制方案及实验研究

文章从工程角度出发，以具有挠性太阳帆板的卫星为背景，着重研究了挠性空间结构的低阶模型变结构控制方案。针对卫星的“飞轮—喷气”执行机构工作模式设计了算法简单的变结构控制律，并基于单轴气浮台全物理仿真系统成功地进行了国内首次挠性结构振动主动控制实验，取得了显著的控制效果。     

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     

挠性卫星的变结构控制方案研究

本文以具有挠性太阳帆板的卫星为工程背景，在考虑了诸多实际因素的情况下着重研究了挠性空间结构的低阶模型变结构控制方案。基于卫星上常见的“飞轮—喷气”执行机构模式设计了算法简单的控制律，并对相应的控制系统进行了稳定性和鲁棒性分析，最后给出了数字仿真结果     

双通道控制旋转导弹舵面控制律研究

为解决导弹总体设计中亚跨速稳定性和超声速机动性不能兼顾的问题,对双通道控制旋转导弹舵面控制律进行了研究。分析了正弦、Bang-Bang、梯形和饱和正弦等控制律的原理与特点,给出了各自的等效舵偏角及其相应等效控制力的数学模型。采用基于两对舵面配合控制方式,给出了上述4种控制律的统一表示形式。讨论了两对舵配合控制方式的影响及工程可实现性,发现两对舵面相位差固定时,其等效控制力的方向由舵面1的相位决定,大小由其最大舵面偏角和特征函数决定,在工程中易实现;两对舵面相位差可变时,等效控制力的大小和方向需由控制舵1的相位和两对舵的相位差共同决定,考虑的变量更多,设计难度大,舵机系统复杂,难以实现小型化设计。仿真结果表明:采用基于两对舵面配合控制的旋转弹双通道控制方式,通过改变导弹舵面控制律,能有效提高导弹的操纵效率,在保证弹体静稳定性的同时增强导弹的机动能力,有效解决了传统旋转导弹总体设计中两者难以兼顾的难题。     

液体远地点发动机工作期间卫星姿态的自适应控制

本文将全系数自适应控制方法用于带有液体晃动和挠性太阳帆板的三轴稳定地球同步轨道卫星在远地点发动机工作期间的姿态自适应控制。仿真结果表明,用全系数自适应控制方法设计的控制器,其动态性能好,对参数变化的适应性强,抗干扰能力强,鲁棒性好,性能指标完全满足设计要求。     

卫星挠性太阳阵模态在轨激励仿真分析

对卫星挠性太阳阵附件模态在轨激励仿真分析进行了研究.用星上控制执行机构激发卫星各阶模态.将旋转附件和挠性附件统一视作挠性旋转附件,对整星刚柔耦合动力学进行建模.仿真结果表明,执行机构周期性作用可激发出太阳电池阵的各阶模态,与有限元计算结果基本一致.     

大型挠性太阳帆板的闭环驱动控制技术研究

针对大型航天器配备大惯量、大挠性太阳帆板的背景需求,为提高帆板跟踪控制精度,并减少帆板角运动耦合到航天器本体的力矩,考虑帆板挠性、齿轮减速器间隙和摩擦力等工程要素,建立了刚挠系统耦合动力学模型,研究了比例积分微分(PID)控制律+挠性抑制滤波+摩擦力矩前馈补偿的综合控制策略。数学仿真结果验证了该控制策略的可行性,实现了大挠性帆板的高精度控制,有一定的工程应用价值。     

挠性卫星大角度机动变结构控制的全物理仿真实验研究

以具有大面积太阳帆板的卫星大角度机动为背景，针对常用的“飞轮－喷气”执行机械模式研究了变结构控制方案，考虑了控制精度和喷气消耗量问题，并成功地进行了国内首次挠性卫星大角度机动控制的全物理仿真实验，取得了显著的效果。     

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     

挠性航天器大角度机动的全系数自适应控制

本文研究全系数自适应控制方法在挠性航天器大角度机动控制中的应用，针对中心刚体带挠性板的航天器，设计了包括黄金分割控制、逻辑微分控制和逻辑积分控制的全系数自适应控制方案，并进行了挠性结构卫星单轴气浮台全物理仿真实验。实验结果表明，所设计的控制方案具有机动速度快、超调小，在机动过程中能抑制挠性板振动等优点。     

永磁同步电机驱动太阳翼扰动力矩建模与仿真

建立太阳翼驱动机构(SADA)永磁同步电机的电磁方程，并利用固定界面模态综合法建立SADA驱动太阳翼耦合系统的振动方程；设计模拟柔性负载，对SADA驱动该柔性负载的扰振力矩进行仿真分析。结果表明，SADA驱动柔性负载运行过程中所产生扰振力矩主要由两个原因引起：1)电流噪声引起的力矩波动；2)控制参数选取不当引起的转角波动。     

太阳帆航天器研究及其关键技术综述

综述了国内外关于太阳帆航天器的研究成果。介绍了太阳帆航天器的构型与材料、姿态控制、轨道控制及任务分析、试验验证及动力学仿真分析等的研究进展,讨论了太阳帆航天器轻质高强度帆体、折叠储存与展开控制、结构设计、姿态控制、地面试验及在轨演示验证,以及测试与诊断等关键技术,分析了未来太阳帆航天器的发展趋势。     

考虑重力影响的太阳翼模型修正方法研究

太阳翼结构地面模态试验时重力导致的几何非线性不能忽略,因此提出了一种考虑重力影响的柔性结构动力学模型修正方法。首先推导了地面环境下结构的切线刚度矩阵,求解广义特征值,得到重力影响下的模态,对试验和计算得到的模态振型进行匹配,并进行参数的灵敏度分析,选取合适的修正参数并迭代求解参数的修正量。以展开锁定情况下的太阳翼组合结构为研究对象,对比研究发现重力对模态频率有影响,采用分步修正策略,依次对单翼板弹性参数和翼板间连接刚度进行修正,研究结果表明本文方法不仅收敛速度较快,且具有较高的精度。     

柔性特征的太阳电池翼在轨载荷分析

建立太阳电池翼地面模态试验修正后的较为精确的动力学模型，以此作为太阳电池翼的柔性特征提出基于混合坐标法的太阳电池翼在轨载荷分析方法，计算了航天器在轨机动、舱段分离、交会对接等典型工况下太阳电池翼的载荷变化情况，分析了不同工况下载荷与太阳电池翼动力学性能的相互关系，提出太阳电池翼为应对不同飞行工况应处于何种转角状态的结构设计建议。最后依据最大载荷工况开展了相关试验验证，试验结果表明本文的研究方法有效合理，可推广应用于其它型号太阳电池翼的在轨载荷设计。     

绳系太阳能发电卫星姿态机动的主动振动控制

针对绳系太阳能发电卫星大角度回转机动时太阳能板的振动抑制问题,提出了主姿态控制和基于绳中张力的主动振动控制技术相结合的复合控制方法。建立了绳系太阳能发电卫星系统的动力学方程,并基于任务函数控制算法设计了主控制器保证卫星姿态的渐近稳定和挠性结构振动的衰减性;考虑到绳的非线性特性,基于任务函数控制算法设计了绳系卫星系统的主动振动抑制辅助控制器来抑制挠性结构的振动。设计的同时证明了系统的稳定性。将该方法应用于绳系卫星的大角度单轴回转机动的仿真研究,结果表明:该方法不仅能够使绳系卫星完成姿态机动,而且能够有效地抑制太阳能板的振动。     

轨道参数对阿尔法磁谱仪太阳辐射热流的影响

为探明阿尔法磁谱仪（AMS）的温度变化规律,并为制定AMS的热控制方案提供指导和依据,推导了AMS重要区域（AMS前方、后方、顶部和左舷）的太阳辐射热流计算公式,分析了这些区域太阳辐射热流随轨道参数的变化,解释了AMS顶部的温度变化和太阳辐射热流变化规律在热控方案中的应用。分析表明在国际空间站（ISS）正常飞行姿态下,AMS前、后方和左舷的太阳辐射热流受太阳光与ISS轨道面的夹角（β角）、ISS与会日点的角距（θ角）和地球阴影区的影响,AMS顶部太阳辐射热流受β角和θ角的影响。得出结论：β角、θ角和地球阴影区均是影响AMS温度的主要因素,各区域的太阳辐射热流变化规律可以作为设计AMS温度控制方案的主要依据之一。     

利用太阳帆定点探测器在地一月系共线平动点附近的探讨

共线平动点附近的运动仅仅是条件稳定的,探测器的轨道需要经过控制才能维持在其附近.以地-月系11点和12点附近大振幅晕轨道的控制为例,探讨了太阳帆在定点这类探测器中的应用.首先,考虑了月球轨道的偏心率和太阳辐射的影响,给出了太阳帆对日定向的探测器轨道的低阶分析解,并在此基础上构造了在太阳系真实引力模型下一段时间内维持在共线平动点附近的拟周期轨道.然后,给出了两种利用太阳帆的控制方案,一是固定面质比而改变太阳帆法线的方向,另一是固定太阳帆对日定向而改变面质比,并对两种方案分别作了数值模拟.最后,文章探讨了测控误差及地、月影对轨道控制的影响.     

对日观测卫星无陀螺姿态确定算法研究

研究了两种无陀螺姿态确定算法:Kalman滤波算法和二阶差分算法。基于某对日观测卫星,将“陀螺 太阳导行镜”组合Kalman滤波算法与以上两种无陀螺定姿算法进行了仿真比较。结果表明,Kalman滤波算法和二阶差分算法均能较好地实现对日观测卫星三轴姿态角和姿态角速度的估计。     

SSPS太阳能收集系统研究现状及发展趋势

为研究太阳能收集系统在未来空间太阳能电站(SSPS)中的发展和应用,对比和分析国内外典型系统设计方案的结构特点、光收集特性及优、缺点,展望空间太阳能电站太阳能收集系统的发展趋势,并提出对新材料、新结构、新技术、新理论和新方法的发展和应用需求。     

弱太阳闪烁中深空探测信道的自适应控制

为提高探测器发射机功率利用率,在探测器和地球间建立可靠的传输链路,弱太阳闪烁中的深空信道的自适应控制十分重要。根据CCSDS规范,提出了一种基于连续功率控制和离散速率控制策略的深空信道自适应控制方法。数学分析和计算机仿真表明,(1) 太阳闪烁越强,自适应功率控制效果越明显;(2) 当太阳闪烁引起的信号衰减不大,小于9.4dB时,MPSK自适应控制信道容量高于非自适应控制信道容量。