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。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题，提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比，改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵，而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计，从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上，利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中，建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型，分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况，利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数，而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

大椭圆轨道挠性卫星姿态快速机动控制研究

对具挠性附件的大椭圆轨道卫星快速姿态机动控制进行了研究。针对此类卫星的非线性姿态动力学特点,用非线性矩阵二阶系统形式建立了卫星刚体与柔性结构模态耦合的动力学模型,用反馈非线性化将其转换为一类多胞线性参变系统。针对该系统设计线性状态反馈控制律实现区域极点配置,将相应控制律参数的求解转换为线性矩阵不等式约束下的凸优化问题。仿真结果表明:所提控制方法可同时实现挠性卫星的快速机动控制和挠性振动的有效抑制,能满足大椭圆轨道运行的挠性卫星完成不同观测区域切换的姿态控制任务。研究为大椭圆轨道挠性卫星的小角度快速机动控制提供了理论支撑。     

一种主动抑制太阳帆板挠性振动的控制策略研究

为提升高分辨率遥感卫星姿态控制精度,对主动抑制太阳帆板挠性振动的控制策略进行了研究。建立了由卫星平台、步进电机和太阳帆板组成的系统耦合动力学模型,分析了该模型的频率和阻尼比耦合特性。基于输入成型技术零极点对消的抑制振动原理,提出了对帆板原始转速指令进行整型并补偿电机定位转矩的控制策略:根据获得的系统各阶振动频率和阻尼比,设计各模态ZVD输入成型器,所有成型器卷积成综合成型器,原始帆板转速指令先输入综合成型器再输入电机以抑制各模态振动。数学仿真验证了该策略的原理可行性,表明控制策略能有效抑制帆板的挠性振动,且对设计参数误差和模型参数变化具较强的鲁棒性,有一定的工程应用价值。     

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。     

带挠性附件航天器在轨质量特性辨识

考虑挠性附件的振动,研究了航天器在轨质量特性辨识问题。利用推力器产生激励,采用陀螺仪、加速度计和振动信号传感器作为敏感器,设计了模态滤波器提取各阶模态响应。通过交互迭代,设计了转动惯量和质心位置的辨识算法;根据加速度计原理,设计了质量的辨识算法。采用批量最小二乘法对算法进行求解。该算法适用于模态参数已知、任意初始状态航天器的质量特性辨识。仿真结果表明算法收敛速度快、辨识精度高。     

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。     

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。     

应用机器视觉的柔性卫星在轨模态辨识方法

针对柔性卫星在轨模态辨识问题,提出一种应用机器视觉对卫星大型柔性附件在轨受到激励时进行模态辨识的方法。通过对视觉系统进行在轨标定以获取辨识数据源,并考虑机器视觉引起的噪声大、高频模态辨识困难等问题,采用将信号增强与奇异熵降噪相结合的高频增强,剔除虚假模态以改进模态辨识效果。利用气浮平台进行全物理试验,以低幅随机激励模拟卫星在轨平稳运行状态,采用上述方法辨识得到卫星模态参数。试验结果表明:文章提出的方法工程易实现,高频增强后辨识度高,可用于柔性卫星在轨模态辨识。     

子空间跟踪算法在热模态问题中的应用研究

总结子空间跟踪算法识别模态参数的一般步骤。对一个有理论参考解的时变两自由度系统进行仿真,利用添加不同量级噪声的响应数据对系统进行辨识。辨识结果表明:基于新信息准则的子空间跟踪算法拥有较好的抗噪能力。对飞行器舵面结构进行受控快速加热,辨识快速升温过程中的模态参数。辨识结果表明:子空间跟踪算法可用于热模态辨识,有一定的工程应用价值。     

基于PD控制的大挠性卫星输入成型姿态机动方法研究

对有快速姿态机动要求的大挠性卫星,为减小挠性振动对姿态机动时间的影响,对基于比例微分(PD)控制的输入成型姿态机动方法进行了研究,提出用输入成型方法在快速机动过程中直接对附件的挠性振动进行抑制。将动力学方程扩展到状态空间,通过求解状态矩阵的特征值解出系统的等效振动频率与阻尼比,以获得成型输入器。给出了一种简化的且能满足工程使用的输入成型频率参数确定方法。设计了输入成型的PD控制器,实现欧拉轴快速姿态机动,同时有效抑制附件的振动。对输入成型器的误差进行了分析。仿真分析了ZVD,EI,ZVDD,EI-Twohump四种输入成型器对某卫星太阳阵挠性振动的抑制效果,以及惯量和挠性参数分别在标称及拉偏状态下卫星姿态机动时的姿态误差与振动模态。结果表明:该方法可满足工程使用要求,简易地获取输入成型参数,设计绕欧拉轴近似最短路径的机动方式,能有效抑制附件的挠性振动,实现快速的姿态机动。     

基于无迹卡尔曼滤波的巡飞弹气动参数在线辨识方法

为降低巡飞弹的研制成本和缩短研制周期,采用气动参数辨识来获取巡飞弹的气动参数。目前,在线气动参数辨识方法主要为扩展卡尔曼滤波,然而该方法存在计算量大,精度低,部分复杂非线性系统难以求取系统的Jacobian矩阵和Hessian矩阵的问题。因此本文采用无迹卡尔曼滤波算法实现在线参数辨识,并通过对巡飞弹纵向气动参数辨识,验证无迹卡尔曼滤波参数辨识精度优于扩展卡尔曼滤波。     

挠性卫星LQR控制的鲁棒性

带有挠性附件的卫星,其姿态控制系统存在剩余模态和参数不确定性摄动。LQR(Linear Quadratic Regulator)控制在系统参数不匹配时将使控制系统的性能变差,甚至不稳定。应用奇异值分解法对系统进行鲁棒稳定性检验可以判定挠性卫星的剩余模态和参数不确定性摄动对稳定性的影响。     

挠性空间结构变形的自适应辨识

本文以空间控制中的挠性结构变形的辨识为背景,以李雅普诺夫稳定性理论为基础,从辨识的一致性原则出发,给出时变参数的自适应辨识算法。该算法具有梯度型递推形式,结构简单、容易实现。计算机模拟结果表明该算法是解决时变参数辨识的一种有效方法。     

基于RBF网络辨识的挠性卫星姿态自适应控制

为满足挠性卫星姿态控制的更高要求,提出了一种基于径向基函数（RBF）网络辨识的模糊自适应控制方法。根据卫星姿态动力学方程,将RBF辨识网络引入模糊神经网络的T-S模型,以辨识卫星,在线修改模糊神经控制器（FNC）参数,使卫星的姿态角度达到设定值。仿真结果表明：该法能有效克服卫星的不确定性,提高卫星姿态的控制精度。     

大型挠性充液卫星自适应PID智能控制技术研究

介绍以新一代静止轨道三轴稳定卫星平台为研究对象的大型挠性充液卫星的自适应PID智能控制方案。自适应PID智能控制继承了PID控制器的优点,在PID控制器的基础上增添了模态参数智能自主在轨辨识、自适应滤波器参数自主确定,从而使自适应PID智能控制的鲁棒性、可靠性、安全性显著增强,即使帆板挠性或液体晃动等模态参数超出预定指标范围,也可以自主地智能地消除可能出现的姿态振荡。     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。     

太阳翼不同转角的卫星在轨模态频率计算方法

卫星挠性振动频率会随着太阳翼的转动发生变化,在卫星动力学频率规划设计时尤其需要考虑到,以避免发生耦合振动。文章针对具有太阳翼的卫星,研究了太阳翼转动时由于星体构型变化对卫星模态频率产生的影响。通过建立卫星动力学混合坐标方程,推演出卫星结构动力学特征方程,在太阳翼转到不同角度时对卫星系统模态进行解算,从而获得一种具有太阳翼的遥感卫星系统模态计算方法。以某遥感卫星为背景进行了在轨模态计算,并与该卫星陀螺姿态角速度遥测数据对比,误差小于10%,验证了在轨模态计算方法的准确性。     

带大惯量运动部件卫星姿态高精度复合控制研究

对有大惯量运动部件的三轴稳定卫星在稳态运行期间高精度高稳定度控制方法进行了研究。提出了一种卫星姿态高精度动态补偿控制算法:先基于卫星姿态动力学模型与卫星有效载荷运动部件摆动规律,设计了姿态稳定反馈控制律和补偿摆动部件干扰力矩的前馈控制器,用前馈-反馈控制的复合控制算法,消除运动部件摆动对卫星姿态控制系统产生干扰力矩的负面影响;再用干扰观测器修正因通信延迟造成的补偿残余力矩,设计了扰动观测器对前馈补偿残余力矩进行辨识,进一步补偿修正残余力矩,以保证控制系统的性能指标。仿真结果表明:该法能有效补偿干扰力矩并提高控制精度,实现的卫星姿态控制精度优于0.005°。     

遥感卫星高精度高稳定度控制技术

对遥感卫星高精度高稳定度控制技术进行了综述。给出了国内外高稳定度多挠性遥感卫星控制、快速机动控制、高精度姿态确定、自主智能控制等典型应用,以及未来发展趋势。分析了挠性多体卫星结构-控制一体化设计、卫星在轨试验和高精度姿态确定等关键技术。讨论了挠性多体卫星动力学建模仿真及地面试验验证,H∞控制、自适应滤波前馈等卫星姿态控制方法研究与应用,卫星结构模态与无干扰力矩在轨辨识,以及基于陀螺、星敏感器及其误差、卫星动力学模型、在轨热变形标定等高精度姿态确定技术。