带弹性伸展附件充液航天器姿态动力学研究

研究了带弹性伸展附件充液航天器姿态动力学问题.利用动量矩定理、动量矩守恒定律、牛顿运动定律导出液体运动方程、系统运动方程、弹性板质量微元运动方程.在板等速伸展的情况下,对板质量微元运动方程进行变换,通过尤格-库塔积分法求出板振动的振幅,再由系统运动方程求出航天器姿态角速率.      

基于非线性干扰观测器的航天器相对姿轨耦合控制

针对带挠性附件的服务航天器在近距离逼近失控目标航天器时的控制问题，考虑由于推进安装偏差导致的姿轨耦合，通过选用相对位置和相对姿态四元数作为状态向量，建立了服务航天器与失控目标航天器的相对位置和姿态动力学方程。考虑服务航天器的挠性附件影响，挠性振动可以视为位置和姿态控制系统微分有界的干扰。基于反馈线性化方法提出了非线性反馈控制律，设计了非线性干扰观测器，用于补偿可建模干扰，并基于所提非线性反馈控制律和非线性干扰观测器设计了复合控制器，其中非线性干扰观测器用于补偿挠性附件产生的干扰。数字仿真及半物理实物闭环验证表明，利用所设计的复合控制器能够有效补偿干扰，同时在对失控目标航天器跟踪时具有很好的鲁棒性。      

大型复杂航天器的柔性附件展开的动力学分析

分析了复杂航天器在柔性附件展开过程中的几个关键问题,并提出了相应的解决方案,编制了应用软件。通过数值模拟详细分析了其附件的展开过程,讨论的内容包括卫星姿态角和姿态角速度的变化规律、柔性附件的展开运动及其弹性振动等。     

航天器交会最终逼近段相对姿态估计与控制

对航天器交会对接最终逼近段,给出姿态运动学方程统一形式以及相对姿态动力学方程;除了应用交会航天器的绝对姿态运动方程进行相对姿态估计(间接法)外,还直接应用相对姿态运动方程进行相对姿态估计(直接法);阐述相对姿态控制的相平面法与四元数反馈法的设计方法.相平面控制法应用常值推力,针对小姿态角机动的特点,将相对姿态通道解耦为3个独立的二阶子系统,设计相平面推力方向切换函数;四元数反馈法应用简化的基于本征轴旋转的线性二阶系统,选择相对四元数与角速率反馈增益系数,确定控制力矩.此外,对相对姿态估计与控制方法进行模拟计算与比较.理论分析与模拟计算结果表明:应用扩展Kalman滤波的相对姿态间接估计法与直接估计法是有效的,后者有可能简化估计算法;相平面控制法与四元数反馈法均可有效实现相对姿态控制,前者应用常值推力(推力方向与姿态反馈有关),较易实现,但动力消耗较大,后者按控制力矩随姿态反馈量而变,动力消耗较小.      

星载运动附件扰动抑制方法研究

为改善高分七号卫星（GF-7）在附件（特别是双轴定向天线）运动时的姿态稳定度，研究了星载附件指向运动平滑及其扰动抑制方法。首先，针对卫星姿态扰动主要来源于对地数传天线对地面通信目标的快速捕获运动的情况，通过引入具有角速度全局光滑性的路径平滑技术对天线的目标捕获过程进行规划；其次，针对含有双轴运动天线的整星姿态运动，建立了适用于任意星体运动速度下的一般动力学方程，并进行了对比验证。进而根据规划后的天线运动引起的扰动力矩对姿态控制系统引入前馈补偿，从而抑制天线运动对整星姿态的扰动影响。基于提出的扰动抑制方法进行数值仿真,结果表明，运动平滑与力矩补偿结合的协同控制技术可将天线扰动削减90%以上。     

充液挠性航天器姿态机动终端滑模控制

对存在未知外界干扰、参数不确定问题的刚–液–柔多体耦合航天器姿态控制进行了研究。将液体燃料的晃动等效为球摆模型，挠性附件假设为欧拉–伯努利梁，运用拉格朗日方法建立航天器的动力学方程。将外界干扰、航天器转动惯量的参数不确定性以及液体晃动和挠性附件振动带来的耦合干扰归结为集总干扰，设计干扰观测器对其进行补偿；在干扰观测器的基础上，设计一种模糊滑模控制律。在原有的终端滑模控制基础上采用模糊控制对切换增益进行改进，达到抑制系统抖动的目的。数值仿真结果表明：所设计的模糊终端滑模控制律不仅能够实现充液挠性航天器的姿态机动，而且能够有效抑制液体晃动和挠性附件的振动，具有更好的控制性能。     

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

航天器太阳翼展开锁定分析

研究航天器太阳翼锁定过程的动力学特性。对展开锁定和姿态运动做耦合分析,给出了采用有限段模型划分的耦合动力学方程。针对某一卫星给出了锁定过程中各参量的响应曲线,包括卫星本体姿态以及BAPTA 上所承受的作用力和作用力矩由线。该模型也适用于航天器多体系统的展开锁定分析。     

带挠性帆板航天器热诱发姿态运动分析

针对带挠性帆板航天器简化模型建立了帆板受到突加热流时的拉格朗日能量方程,将帆板的准静态位移分解为空间函数与时间函数的乘积,采用扩展的假定模态法,推导了系统的动力学方程.指出温度差是引起姿态变化的扰动源,分析了热时间常数及温度差等参数对姿态的影响.从频域出发,分析热引起的扰动力矩对航天器姿态控制系统的影响.数值仿真结果验证了分析的正确性.     

柔性航天器姿态机动的时间次优反馈控制

研究了由一个中心刚体带若干柔性附件的航天器姿态反馈控制问题。利用相平面分析的方法给出了一种近似时间最优的反馈开关控制逻辑。仿真结果表明，些控制逻辑能够实现静止一静止的姿态机动，并且对附件振动有抑制作用。     

挠性卫星姿态的有限时间终端滑模稳定控制

针对挠性航天器的姿态稳定控制问题,提出了一种基于双幂次趋近律的终端滑模有限时间控制方法,该方法考虑了卫星运行过程中受到的环境干扰和刚柔耦合问题.首先,采用非线性干扰观测器和超螺旋观测器分别估计了外干扰力矩和星上传感器无法敏感的角加速度信息.其次,采用双幂次趋近律,设计了一种终端滑模控制器,并基于Lyapunov方法证明了系统的全局稳定性.仿真结果表明,所提方法在有效抑制挠性附件结构振动响应的同时,快速、高效的实现了卫星姿态的有限时间稳定控制.     

一种航天器智能自适应控制方法

航天器智能自适应控制是航天器智能自主控制的一个重要组成部分。研究以带可伸缩挠性附件航天器为对象,以实现高精度、高稳定度和强适应性为目标的智能自适应控制的基本原理和方法,根据对象特征模型和自适应黄金分割控制律提出了基于附件长度的变参数主动控制方法,即中心刚体控制与挠性附件主动控制相结合的联合自适应控制方法。数学仿真结果表明不管航天器挠性附件伸展或收缩,亦或是受到共振扰动,该控制器都能快速抑制姿态角和模态的振动,而且姿态角和模态超调量都很小,其控制效果优于其他控制器的控制效果。     

带有阻尼机构的多柔体航天器动力学建模

对通过阻尼机构连接的多柔体航天器动力学问题进行研究,考察的系统由航天器本体、若干六自由度刚性阻尼平台以及固连于阻尼平台的大柔性附件构成,阻尼平台与航天器本体之间以弹性 阻尼装置连接,为典型的多柔体系统.以混合坐标描述系统的运动,利用Kane方程建立了具有较强通用性且有利于系统控制器设计的含有约束阻尼的动力学模型.数值仿真结果表明,阻尼器可有效衰减柔性附件的振动,有利于星体受扰后的快速稳定     

柔性隔振结构影响下控制力矩陀螺的动力学建模与仿真#br#

近年来，控制力矩陀螺逐渐广泛应用于航天器姿态控制中.为了减小动量轮的高速旋转引起的振动对星体的影响，需要在控制力矩陀螺于航天器之间安装隔振装置.但是隔振装置的引入对控制力矩陀螺内部机构的动力学特性造成了影响.基于此，本文建立了柔性隔振机构耦合作用下的控制力矩陀螺动力学模型.本文通过欧拉角变换建立了陀螺内部各机构的运动学关系，使用能量方法建立了陀螺内部各结构的动力学特性.并在Matlab中进行了数值仿真与分析.通过仿真发现了隔振结构对陀螺的输出力矩产生了影响，在柔性支撑下的陀螺力矩存在明显波动，且波动范围随动量轮转速的增加而增加.同时，柔性隔振机构的引入还导致了干扰力矩的产生，该干扰力矩对控制力矩陀螺框架电机的控制存在较大影响.     

基于压电纤维复合材料的航天器动力学建模与振动抑制

压电纤维复合材料(MFC)在柔性航天器的振动主动抑制中具有很好的应用前景。利用哈密顿原理和压电驱动的载荷比拟方法,建立了带MFC压电驱动的离散形式的刚柔耦合动力学方程,采用线性二次型最优控制(LQR)算法进行主动控制。结果表明：在航天器的柔性体受到脉冲载荷激励条件下,使用MFC驱动器可以实现航天器挠性振动的快速抑制,并且同时保持中心刚体姿态的稳定性,即能够实现挠性振动与姿态运动的协同控制。基于MFC的主动控制方法对于高频响应也具有较好的控制效果。对于柔性占优的航天器,采用MFC的主动控制优于被动控制。本文方法在处理具有复杂柔性体的航天器时更具优势,更适合于工程应用。     

充液航天器目标跟踪自适应控制

对于在零重力环境下受到横向控制力和俯仰控制力矩作用的带球形贮液箱的航天器模型,研究了其在平面运动的动力学特性.将晃动液体等效为单摆模型,利用Lagrange方法建立了系统动力学方程并且将其转化为状态变量方程形式;应用微分几何原理,以单输入—单输出系统（SISO）为例,研究了系统的非线性动力学特性,并进一步针对目标跟踪问题设计了SISO系统基于线性化模型的控制策略.研究结果表明：对于液体晃动-航天器姿态耦合动力学系统采用极点配置间接自校正控制策略能够实现姿态角的镇定及跟踪.     

挠性航天器的自耦PD姿态控制方法

针对存在模型参数不确定以及受到外部干扰的挠性航天器的高精度姿态控制和主动振动抑制问题,根据自耦PID(auto-coupling proportional integral derivative, ACPID)控制理论提出了一种简单的自耦PD(auto-coupling proportional derivative, ACPD)控制方法.将挠性航天器姿态运动的已知和未知内部动态以及外部干扰定义为一个总扰动,进而将其等价映射为一个二阶线性扰动系统.据此构建了在复合总扰动反相激励下的受控误差系统,根据ACPID控制理论分别设计了ACPD姿态控制器和ACPD主动振动控制器,并分析了每个系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.仿真试验结果表明,ACPD姿态控制器对姿态角指令有较好的跟踪性能,ACPD主动振动控制器也能有效地抑制挠性附件的振动.     

柔性航天器姿态快速机动的自适应控制方法

 研究带柔性附件航天器的姿态快速机动控制问题。根据带柔性附件的航天器的动力学模型推导并建立其特征模型。基于所建立的特征模型设计一种自适应控制方法,该方法设计简单,控制器参数物理意义明确,便于调试,可同时实现航天器的姿态快速机动控制和弹性附件的振动快速抑制。理论分析和数学仿真表明,该方法对控制器参数及被控对象的不确定性有很强的鲁棒稳定性和鲁棒性能,能取得比工程中常用的比例-微分(PD)控制更快的机动速度和更好的控制性能。     

带有不确定参数的挠性航天器机动控制

将输入成型技术与闭环反馈控制结合设计,实现航天器机动控制中挠性附件的振动抑制.针对挠性航天器姿态机动过程中,系统惯量、模态矩阵等参数的不确定性对输入成型器抑制挠性附件振动的影响,提出基于最大允许残余振动的输入成型器建模参数的计算方法,并量化分析不确定参数对挠性附件振动的影响,为选择合适的成型器提供定量的理论依据.该方法可降低传统输入成型器设计的保守性,有利于提高控制性能.仿真结果表明,将系统存在的不确定参量考虑在内,系统振动抑制效果要优于不考虑的情况.