挠性航天器非线滑动模态控制和实验研究

挠性卫星在控制受限情况下，采用简单线性滑动模态设计的变结构控制器不能保证在整条开关线上存在滑动模态，因此在大角度机动控制中就不能保证过滤过程品质。本文针对这个问题，采用抛物线型滑动模态设计了一种过滤过程性能很好的变结构控制器，并且分析了这种线性滑动模态的稳定性。最后还通过全物理仿真实验验证这种方法对于改善过滤过程的效果。     

柔性臂约束/非约束模态降维模型精度分析

针对柔性机械臂约束、非约束模态降维的动力学绝对误差问题,可采用有限元法描述柔性变形,并应用拉格朗日法建立其动力学模型,分别利用约束和非约束模态进行降维,来比对两种降维方法的绝对精度。仿真结果表明:约束、非约束模态降维模型都具有较高的动力学精度,取相同阶数的非约束模态动力学精度更高,而约束模态的误差具有随时间累积的特点。     

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。     

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。     

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。     

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.     

一类挠性航天器的变结构控制

本文研究在控制器能量受限条件下，一类挠性航天器的姿态控制问题。考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，并假定系统在一平面内作旋转运动。针对航天控制工程中执行机构的工作模式，基于系统的无穷维模型，本文设计了简单易行的变结构控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。     

大型挠性空间结构的变结构控制

本文从ＬＦＳＳ的相对阶为２的特点出发设计了用于ＬＦＳＳ的镇定控制的变结构控制器,从而避免了主导极点的选择（模态截断）,解决了“控制溢出”问题。以太阳帆板展开过程中航天器姿态控制为例,作了计算机仿真。     

航天器挠性板系统的模态分析和模型降阶

大型航天器上的太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构挠性附件,由于存在模型不确定性及外部扰动条件下所引起的振动控制问题,为了易于低维控制器的设计以及降低控制“溢出”,需要建立板系统的低阶模型。对挠性悬臂板系统动力学模型分析采用模态展开技术,并利用模态截断方法、基于平衡实现的截断方法和平衡奇异摄动截断方法对挠性悬臂板进行了模型降阶,得到板系统的低阶模型,然后分析了降阶模型幅值误差。这为基于智能结构控制悬臂板控制器的设计提供了参考,数字仿真结果验证了方法的可行性。     

柔性结构振动的向量控制实验研究

本文针对柔性结构振动主动控制问题，提出了一种微量控制方法，该方法能将结构振动幅值与相位分开辨识，独立控制，能在控制作用的同时，辨识结构响应微量值，当振动幅值变化时，实现跟踪控制，同时，对薄壁铝合金简的振动控制进行了实验研究，实验结果表明，该方法具有时域和频域控制方法的优点，收敛速度快，控制精度高，振动控制比达到90％以上。     

挠性航天器伸展动力学分析

本文导出了带挠性伸展附件航天器姿态动力学方程，研究了附件伸展和振动对姿态动力学的影响。对于附件按指数规律伸展情况，以及附件长度的次方随时间线性变化情况，给出了姿态角速率的渐近公式。     

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。     

挠性航天器控制系统的最优综合

本文研究了挠笥航天器控制系统的最优综合设计问题，给出了系统最优时控制律和执行机构与传感器配置应满足的非线性方程，而且在这一设计过程中通过使用特征值灵敏度约束，明显降低了控制系统对执行机构和传感器安全误差的敏感性，克服了轨迹敏感性约束和单纯使用特征值灵敏度指标的不足。     

航天器发展对控制理论的挑战

本文综述和分析了现代航天器的发展及其对控制理论提出的挑战。这些挑战包括:①挠性空间结构动力学和控制;②鲁棒性和自适应控制;③高精度多变量控制系统的设计方法和理论;④容错控制系统的设计和人工智能研究;⑤大系统控制理论。     

一类可伸缩挠性结构变参数实验系统

针对最近研制出的一类可伸缩挠性结构变参数实验系统，概述了其结构组成和关键技术指标，通过数学仿真与物理实验相比较的方式研究了系统的动态特性，并介绍了全物理控制实验的初步结果，由此证实了该系统的有效性。     

航天器柔性多体系统动力学的高效建模方法

以航天器为工程背景,提出了一种高效建模方法。文中采用有限元离散和模态叠加法描述部件的弹性变形。用铰链相对坐标建立了相邻柔性体之间的递推运动学方程。利用递推运动学方程、柔性体的牛顿—欧拉方程和铰链的约束特性,构造了单链多体系统动力学问题的递推算法。对树状多体系统的拓扑结构进行了研究,提出了研究树状多体系统动力学问题的求解过程控制方法,从而实现了树状多体系统与链式多体系统的统一,使得对单链多体系统建立的递推动力学方程能够直接用于求解树状多体系统的动力学问题。     

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。