航天器挠性附件刚柔耦合动力学建模与仿真

大型挠性航天器在进行轨道机动或姿态调整等大范围刚体运动时,将与其挠性附件的变形运动发生强烈的耦合,传统的零次近似动力学模型已不能正确揭示此时系统的动力学行为。现针对带梁式挠性附件的航天器,在计及挠性附件变形位移场耦合作用的基础上,通过Lagrange方程建立了航天器的刚柔耦合一次近似动力学模型,并利用Wilson-θ方法进行了数值仿真。仿真结果说明,在航天器经历大范围刚体运动时,该动力学模型能够正确预示挠性附件的动力学行为;挠性附件的振动频率随着大范围刚体运动速度的增加而增大,出现了动力刚化现象。     

带挠性附件卫星的模型化及截断

本文给出了具有中心刚体和P个挠性附件的空间飞行器姿态动力学方程式,并用约束和非约束两种模态展开,得到时域求解的状态方程式和频域中的增广姿态角对控制力矩的逆传递函数阵。推导中考虑了挠性附件对中心刚体的相对运动。本文还给出了两种模态恒等式,其中之一可用来做控制系统分析时截断高阶方程式的截断准则。     

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.     

利用反作用飞轮抑制太阳电池阵振动的原理和方法研究

以太阳能电池阵为例,针对空间飞行器柔性附件的振动抑制问题,提出利用飞轮变速产生的反作用力矩对柔性附件施加人工阻尼,实现加快振动衰减、降低振动响应的方法。在由模态坐标表示的太阳能电池阵振动模型的基础上,根据可测的电池阵根部弯矩建立并确定反作用飞轮旋转速度的振动控制策略,阐述其力学机理。该控制律关系简单,原理清晰。仿真验证具有实际尺寸结构的有限元模型,结果表明:采用约占电池阵质量2%的飞轮作动器可使振动衰减时间缩短2/3。     

大挠性航天器的模糊模型预测控制

针对带有大型挠性附件的航天器姿态控制系统，将自适应模糊控制和模型预测控制相结合，设计了大挠性航天器的模糊模型预测姿态控制策略。基于大挠性航天器的动力学模型，采用泰勒展开设计出了非线性模型预测控制律，避免了预测控制在线优化过程中繁琐的计算，有效降低了计算复杂度。针对大挠性附件振动导致的不确定性扰动对姿态控制的影响，使用自适应模糊控制来逼近不确定扰动。基于Lyapunov理论证明了控制系统的稳定性，并推导了模糊参数的自适应律。仿真结果表明所设计的控制策略对大挠性附件振动有很好的抑制作用，可以控制姿态角对期望值实现快速跟踪，具有较好的控制特性。     

带挠性附件的航天器系统动力学特性研究

本文研究了带挠性附件的航天器系统动力学特性。带挠性附件的航天器系统建模为刚性主体带挠性附件（挠性附件的末端带有刚性质量），根据拟坐标下的Ｌａｇｒａｎｇｅ定理建立了主刚体姿态运动与挠性附件振动相互耦合的动力学状态方程。针对一类带挠性附件的航天器系统编制了有关计算软件，利用该软件以ＳＣＯＬＥ模型（ＳＣＯＬＥ是ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＣｏｎｔｒｏｌＬａｂｏｒａｔｏ－ｒｙＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔ的缩写，其系统构形可参见文献［２］［３］）为例进行动力学分析，我们得到了与ＮＡＳＡ有关报告几乎完全一样的结果。本项研究为一类带挠性附件的航天器控制系统设计提供了一种合适的动力学理论模型。     

移动质心飞行器的参数辨识和补偿控制

受质量块大小和位移的限制,移动质心不能像空气舵那样产生很大的力矩.因此飞行器的再入攻角对静稳定度很敏感,尤其在小静稳定度下,静稳定度稍有改变,配平攻角将发生很大变化.飞行器再入过程中的烧蚀、侵蚀以及边界层转捩所造成的小不对称量所产生的不对称力矩与质心移动后产生的控制力矩相比,不是小量.以所建立的移动质心控制飞行器的数学模型为基础,辨识飞行器静稳定度和小不对称量,对小不对称量造成的气动力矩用前馈一反馈复合控制加以补偿.仿真分析表明,移动质心控制对高速再入的飞行器具有良好的末修能力,能有效提高再入段的控制精度.     

移动质心再入飞行器姿态的无源性控制

从能量的观点研究了再入飞行器的移动质心控制方案。由于受移动质量块大小和位移的限制,移动质心控制方式不能像空气舵一样产生很大的控制力矩。采用基于能量的欧拉-拉格朗日法,在飞行器坐标系内推导了单质量块移动的七自由度动力学方程。在对动力学方程进行合理简化的基础上,采用无源性控制设计了俯仰平面的姿态控制器。状态反馈跟踪控制采用了能量形成加上阻尼注入的PD+(PD Plus)控制思想。在控制律推导过程中,直接考虑了动力学系统的非线性。通过Lyapunov函数证明了控制器能使系统全局渐近稳定。对非线性系统再入飞行控制仿真结果表明,即使存在风干扰和参数时变情况下所设计控制器也有满意的性能。     

带挠性附件航天器刚柔耦合动力学

针对有板式挠性附件的航天器，根据几何变形约束法引入有限元方法，用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明，在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大，忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。     

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。     

带挠性附件的航天器结构-姿态耦合动力学

用Lagrange方程建立了基于混合坐标法的带挠性附件航天器结构-姿态动力学模型,对挠性附件结构的振动特性及其与航天器的耦合关系进行了理论分析,提出了航天器结构-姿态联合仿真分析的方法,并以某卫星天线为挠性附件结构,仿真分析了天线结构的振动特性及其对姿态控制系统的影响.结果表明:提出的航天器结构-姿态联合仿真方法能有效...     

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。     

挠性双自旋卫星的姿态稳定判据

本文建立了挠性双自旋卫星的姿态稳定性判据。挠性双自旋卫星由半刚性平台、转子以及固连于平台的挠性附件组成,选择由姿态角和模态坐标表示的系统的相对能量函数为Liapunov函数,由此建立的姿态稳定判据由两个部分组成,即忽略附件弹性运动时,半刚性双自旋卫星的姿态稳定条件和附件振动频率所应满足的条件。文中还给出了具体的应用例子。     

带挠性帆板的太阳同步轨道卫星的姿态动力学模型

本文研究一颗带固定的对称挠性帆板的太阳同步极轨道三轴稳定卫星的姿态动力学问题。首先给出考虑太阳帆板挠性影响时,卫星姿态动力学方程的一般形式。然后,在计入太阳帆板弯曲振动和扭转振动的情况下,导出了经线性化处理后的姿态动力学模型,并给出了所忽略的非线性项的计算公式。最后得到便于分析和设计卫星姿态控制系统的解耦形式的无量纲姿态动力学方程。     

挠性多体系统的一般动力学模型

本文建立了空间挠性多体系统的一般动力学方程。设挠性多体系统由任意数目的挠性体和刚体由铰链连接成树形拓扑结构,并允许铰链具有相对转动和平动,选择分体相对其直接内连体的平动坐标和转动角速度,以及模态坐标为变量,分别采用Lagrange和Newton-Euler方法,导出了考虑外力和重力影响下的系统运动方程,结果便于建立计算机软件系统精确分析挠性飞行器、空间站和空间机器人等挠性系统的动力学。     

带可收缩挠性附件受控航天器稳定性分析

带可伸缩挠性附件受控航天器在附件收缩过程中可能因为收缩率设计不当导致系统不稳定,本文利用李亚普诺夫稳定性定理,推导出利用姿态角和姿态角速度反馈设计的PD控制律来实现可伸缩挠性附件在收缩过程稳定性控制的充分条件,对设计满足系统稳定性要求的收缩率和控制律具有指导意义。     

振动抑制智能结构中智能材料配置和反馈增益的同时优化

针对空间挠性结构的振动抑制问题 ,提出一种对智能材料执行器 /敏感器配置 (包括位置和尺寸 )和反馈增益同时优化的新设计方法。在系统动力学模型和优化指标中 ,考虑了智能材料对被控结构的质量和刚度特性的影响 ,所得到的最优解不依赖于系统的初始状态     

挠性航天器混合H2/H∞输出反馈姿态控制（英文）

研究一类带有挠性附件的航天器的H2/H∞输出反馈姿态控制问题,所涉及的挠性航天器由刚性本体和挠性附件构成。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动的耦合,再加之振动模态难以测量,对挠性航天器的姿态控制带来困难。针对该问题提出了基于H2/H∞理论的动态输出反馈控制器设计方法。动态输出反馈在模态变量不能测量的前提下也能有效控制航天器本体姿态,而H∞控制器具有很好的抗干扰能力,能有效抑制空间环境干扰力矩和模型不确定性对控制系统稳定性的影响。和纯H∞输出反馈控制算法相比,基于H2/H∞的设计同时提高系统的动态性能。数值仿真验证了所设计的控制方法对挠性航天器具有很好的姿态控制效果。     

大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。     

基于模态观测器的挠性航天器姿态控制

针对带有挠性附件航天器的姿态跟踪问题,提出了基于挠性模态观测器的滑模控制律。采用混合坐标法建立挠性航天器动力学模型,构造挠性模态观测器观测挠性模态位移及其变化率。选择一类滑模面,用Lyapunov方法得出基于挠性模态观测器的滑模控制律,并给出了稳定性证明。分别在变速率姿态跟踪,恒速率姿态跟踪和零速率姿态跟踪的情况下进行了仿真。仿真结果显示,与一般的滑模控制律相比,提出的控制律能够有效提高姿态控制的稳态精度,减小挠性模态振动对姿态控制的影响。