圆及椭圆轨道释放绳系子星的方法研究

研究绳系卫星系统质心沿椭圆轨道运动时，子星释放的最佳初始条件，运用变量替代简化动力学控制方程；对圆轨道运动的母星，采用轨道转移方法释放子星，计算弹射变轨参数及过渡轨道终了真近点角。本文取消母星质量远大于子星质量的假设，考虑子星释放过程中绳系卫星系统质心随子星运动的变化，所得结果更具有普遍意义。数值模拟结果表明，所述方法的有效性。     

被动冗余度空间机器人动力学控制

研究了被动冗余度空间站机器人的动力学控制问题，包括非完整系统的运动规划，渐进稳定的动力学控制规律；在动力学控制中，利用被动冗余度机器人“非完整自运动”的运动学优化方法完成机器人的动力学控制，构造的动力学闭环控制律保证机器人运动过程中末端跟踪期望的运动轨迹，通过三连杆空间站机器人模型进行了仿真，结果证明了得到的结论。     

卫星太阳阵展开的动力学方程

研究了卫星太阳阵展开的动力学问题，将卫星太阳阵的结构视为树形多体系统，利用给出的自由形式树形多刚体系统运动微分方程建立太阳阵系统的动力学方程，应用为该系统动力学方程编制的计算程序，可对太阳阵展开过程中卫星本体姿态的改变量以及太阳帆板在展开过程中的运动参数进行数值计算。     

惯性解耦的多体系统动力学方程

对一类含自由－自由弹性梁的多体系统动力学方程进行了研究，利用多体系统的结构特性和运动特性对其动力学方程进行了简化，使惯性质量矩阵为对角形，得到了惯性解耦的多体系统动力学方程，在方程的数值求解时，可提高计算速度和精度，为多体系统动力学的实时仿真提供方便。     

空间机器人气浮式物理仿真系统有效性研究

针对典型的空间机器人气浮式物理仿真系统,根据实际系统具有的姿态稳定、相对逼近、空间机器人系统协调运动、抓取和释放等工作模式,从基本动力学原理和两系统中分别实际存在的扰动两个层次上,分析了仿真系统对实际系统模拟的有效性,总结了对仿真结果有效性影响最为严重的干扰因素,分析结果为此类仿真系统的有效性检验提供了一种思路和方法.     

翼尖铰接复合飞行器动力学特性研究

航空飞行器通过翼尖铰接机构复合飞行时的气动耦合效应，会造成飞机产生不同于其单独飞行时的动力学特性，出现复合飞行安全问题。为研究翼尖铰接复合飞行器的动力学特性，使用Newton-Euler方法和Robberson-Wittenburg方法建立了双机组成的翼尖铰接复合飞行器多刚体系统整体和内部的7自由度非线性动力学和运动学方程组。在气动准定常假设下建立双机复合系统非耦合气动力表达式，基于CFD方法开展复合飞行器系统的三维实体建模和非结构网格划分工作，获取复合飞行器系统的气动力数据。搭建动力学仿真平台，开展准配平方案和全配平方案下的动力学仿真。仿真结果表明:准配平方案下飞行器无法持续稳定飞行，而全配平方案下复合飞行器系统各运动参数在仿真时间内始终趋于稳定。在全配平方案下，使用小扰动假设的非解耦线性化方法重新整理7自由度动力学方程组，研究复合飞行器系统运动模态的特征值中出现的2个发散新模态，根据对应的特征向量发现2个发散模态分别由相对滚转角度和角速度主导，同时也比较分析了其他运动模态相比单机飞行时的特性变化规律。      

动力学奇点在漂浮基双臂空间机器人姿态无扰运动规划中的应用

讨论了载体位置、姿态均不受控制的双臂自由浮动空间机器人的无扰运动规划问题．结合系统的动量及动量矩守恒关系，证明了动力学奇点的存在，并导出了动力学奇点的数学解析求解公式．在此基础上，利用动力学奇点给出了双臂自由浮动空间机器人载体姿态无扰运动路径的规划设计方法．该方法有助于空间环境下遥控机械手辅助航天器对接等任务操作的运动规划。     

二体绳系卫星系统冲击效应动力学与试验研究

为了研究冲击效应对二体绳系卫星系统动力学特性的影响，开展了基于绝对节点坐标法的柔性绳索模型及绳系卫星系统运动特性分析研究。首先介绍了绝对节点坐标法柔索模型的建立过程，并进行了动力学仿真实验，在仿真时充分考虑了柔索的轴向刚度矩阵、弯曲刚度矩阵以及质量矩阵，可在不增加计算量的同时保留系绳真实特性。最后，搭建了三自由度的二体绳系卫星地面模拟试验系统，在规格为20 m×30 m的大型气浮平台上开展了试验验证，对末尾释放阶段和初始回收阶段系绳的张力以及子星的运动状态进行了分析。验证结果表明：地面模拟试验与仿真实验相比，系绳张力误差均在5%以内，验证了该建模方法的有效性和所搭建的试验系统的可靠性，同时为绳系卫星的未来发展和地面试验的进一步展开奠定了基础。     

系统模态下柔性航天器混合坐标动力学方程

首先建立了采用任意浮动参考系时的柔性航天器动力学方程;然后选择连体坐标系为浮动参考系,解所得到的动力学方程的特征值问题,得到整个航天器系统的系统模态。通过模态变换,得到用连体系刚体位移和系统模态坐标表示的混合价值航天器动力学方程。与通常采用部件模态得到的混合坐标动力学方程不同,这时弹性运动方程中不存在来自刚体运动的惯性耦合项;同时也和采用系统自由弹性模性不同,这时刚体坐标直接反映航天器刚体运动。论     

一类刚柔耦合非线性系统的动力学建模

用拉格朗日方程推导了带有大型天线的地球同步轨道卫星这一特定的刚柔耦合多体系统的动力学方程。因为考虑了星本体相对轨道坐标系的三维空间姿态运动、天线支撑臂的弹性运动以及天线对低轨道用户的跟踪指向运动 ,所得的动力学方程能更为全面地反映此类卫星的刚体运动与弹性体运动之间的耦合及其真实的动力学行为。根据此方程可以推出不同情况的简化方程。当需要对原系统进行振动分析时 ,可选用相应的简化结果 ,而不必重新进行繁琐的推导。该文所介绍的方法同样适用于一般刚柔耦合系统的动力学分析     

论绳系卫星系统的运动中心

讨论了稳定状态下绳系系统运动中心及相关的力学与应用问题。绳系系统运动中心与系统质心不重合。确定了运动中心在系绳上的位置,并从运动中心概念出发,导出系绳拉力的表示式,阐述了系绳拉力偏差对摆动频率计算的影响。     

绳系卫星系统耦合振动频率的确定

将N(N≥2)体绳系卫星系统的各节系绳分为足够多的小段,如共有M-1段,每小段上的系绳张力可认为是常量。这样由N 体问题转化来的M 点问题即可逼真系绳张力沿系绳的变化。利用中间连接点的边界条件,M 点边界值问题可简化为等效的两点边界值问题,从而平面内耦合振动频率的求解归化为四阶行列式的求值。由绳系卫星系统运动中心概念推导出的每小段系绳张力的平均值,被用于系统振动频率的求解。并给出一套适合于编制计算程序的求解轨道平面内耦合振动频率的数学表达式,以及一组模拟计算结果。     

绳系卫星部署阶段的动力学分析

绳系卫星系统部署阶段末时刻状态决定着其编队飞行的初始状态，为了研究不同因素对绳系卫星系统部署阶段运动的影响，本文建立了一种简单的平面哑铃模型，将系绳视作有阻尼的弹簧，两个卫星视作刚体，考虑重力梯度力矩。通过仿真，发现系绳释放的速度和副星推力是影响绳系卫星系统部署阶段稳定性的主要因素。     

绳系卫星横向振动的控制方法

研究绳系卫星绳索横向振动问题。首先建立绳索振动方程,由Pontrgasin方法求得抑制绳索横向振动的纵向优化控制力。实现方式为开启母星体内的电机控制绳长使星体产生加速度,星体惯性力导致绳轴向附加张力。      

基于非线性模型预测的绳系系统系绳摆振控制

针对绳系系统离轨稳定控制问题,开展了系绳和绳端卫星构成的绳系系统在拖拽离轨过程中系绳摆动稳定控制方法研究。在考虑拖拽离轨过程中约束下,首先建立了包含绳端卫星的姿态运动的模型,并建立了绳系系统的离轨动力学方程和便于控制器设计的简化动力学方程。其次根据模型预测原理以最优化方法设计参考轨迹,最后以模型预测控制方法为基础设计了稳定系绳摆动的非线性模型预测控制方法。使用MATLAB软件平台仿真,验证了所设计的参考轨迹能完成目标和模型预测控制器有好的跟踪能力。      

空间绳系拖拽系统摆动特性与平稳控制

考虑了任务星与废星的姿态运动以及系统组合体的面内外姿态运动,建立了绳系拖拽离轨系统动力学与控制模型,以切向常值推力下绳系拖拽轨道转移为任务过程,分析了任务星在喷气和零动量轮的限制姿态反馈控制条件下飞行时,废星姿态摆动、系统组合体面内外摆动和任务星姿态运动的规律及相互影响关系。采用留位和阻尼控制相结合的系绳张力复合控制方法,并结合任务星姿态控制,确保绳系拖拽转移安全平稳进行。仿真结果表明:常值推力下绳系拖拽轨道转移时,牵挂点偏置诱发的废星姿态周期性摆动会激发绳系组合体的面内外同频率高阶摆动,星体姿态运动是任务星姿态扰动力矩产生的主要因素;采用张力复合控制可有效消除废星姿态摆动并保持星间相对距离,结合任务星姿态控制,可实现离轨过程的平稳与安全,大幅减少任务星的姿控能耗。      

一组新的绳系卫星系统广义坐标

应用一组新的六维广义坐标,在一个统一的力学系统中,研究在外摄动力（地球非球形引力与大气阻力等）及系绳拉力的作用下,绳系系统质心在惯性空间的轨道运动,以及该系统相对于质心的相对运动。系绳模拟为具有质量的弹性连续体,系绳两端的空间飞行器假设为点质量。下列变量取为力学系统的广义坐标：系统质心的向径、赤经、赤纬,主星与子星之间的距离,以及系绳相对于系统质心子午面的两个欧拉角。经典的质心轨道根数,以及系绳在质心轨道面内与轨道面外的摆动角,均可由上述六个广义坐标及其广义速度确定。     

Spin deployment of Hub-Spoke tethered satellite formation with sliding mode tether tension control

This work develops a tension control strategy for deploying an underactuated spin-stable tethered satellite formation in the hub-spoke configuration. First, the Lagrange equation is used to model the spin-deployment dynamics of the tethered satellite formation. The central spacecraft is modeled as a rigid body, and the tethered subsatellites are simplified as lumped masses. Second, a pure tension controller has been proposed to suppress the tether libration motion in the deployment without thrusting at the subsatellites. A nonlinear sliding mode control is introduced in the tension controller for the underactuated system to suppress the periodic gravitational perturbations caused by the spinning hub-spoke tethered satellite formation. The unknown upper bounds of the perturbations are estimated by adaptive control law. The bounded stability of the closed-loop tension controller has been proved by the Lyapunov theory. Finally, numerical simulations validate the effectiveness and robustness of the proposed controller, i.e., tethers are fully deployed stably to the desired hub-spoke configuration.