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。     

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。     

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.     

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。     

自由—自由结构振动模态的一阶导数

空间飞行器和车辆等一大类结构属于自由—自由结构。本文讨论这类结构的振动模态－阶导数计算问题，提出了一种改进的截尾模态展开法，将未知模态对模态导数的贡献用已知模态和系统矩来表达。针对刚度阵奇异问题，提出了移位措施，通过选择的移位系数，不仅解决了奇异问题，而且加速了算法的收敛速度。给出了一个数值例子，算例表明本文方法十分有效。     

挠性空间飞行器LQG模态控制系统的稳定性分析

本文利用反馈系统的小回路增益定理和泛函分析方法,对挠性空间飞行器LQG模态控制系统的稳定性进行了分析,给出了系统在剩余模态影响下保持稳定的充份条件,同时给出了系统输出在剩余模态影响下偏离理想输出值的误差估计。     

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。     

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。     

基于PolyMAX法的飞行器工作模态分析技术与应用

飞行器在大气中飞行时经历严酷的力热环境,结构动力学问题显著,而模态特性是分析这些问题的重要输入。传统地面模态试验很难准确模拟飞行环境,而工作模态分析技术能够得到飞行器实际飞行中的模态参数。文章首先简要介绍了工作模态分析技术的背景和发展现状,说明了PolyMAX法的基本原理,然后对飞行器飞行试验测量数据进行了处理和分析,采用PolyMAX法成功识别出该飞行器的模态参数,并进行了模态验证。     

空间飞行器基于模糊逻辑的连续滑模控制

针对空间飞行器姿态控制系统的有模型不确定性和外来干扰的特点，通过组合滑模控制和模糊控制，提出了一种新的非线性控制系统设计方法。仿真结果表明本文的模糊滑模控制，不仅具有常规滑模控制的优点，而且克服了常规滑模控制所固有的抖振现象。     

一种基于误差四元数的飞行器姿态跟踪系统的滑模控制器

对于参数不确定和外部扰动的空间飞行器姿态跟踪系统，本文提出了采用滑模控制的方法。利用误差四元数建立数学模型，选择了一类线性滑动流形，并且基于李雅普诺夫函数推导出滑模控制律。理论分析及仿真结果表明，本文所求控制律对空间飞行器跟踪系统具有全局稳定性和鲁棒性。     

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。     

椭圆轨道编队飞行的典型模态与构型保持控制方法

基于T H方程推导了椭圆参考轨道编队飞行的周期性条件,讨论了椭圆参考轨道卫星编队飞行的典型模态。该模态是圆形参考轨道空间圆形模态的推广。论述了二阶带谐项(J2项)摄动对编队飞行构型保持的影响,基于相平面法提出了一种编队飞行构型保持控制方法。该控制方法不是消极的抵消干扰的影响,而是积极的利用干扰的作用达到节约燃料并精确保持构型的目的。仿真表明,采用该控制方法可对椭圆参考轨道卫星编队构型进行有效的保持。     

拦截器姿态控制系统的滑动模态设计法

拦截器姿态控制系统是一个非线性控制系统。系统的技术要求比较高，除了动静态性外，还要有较强的鲁棒性，这就对系统的设计带来较大的困难。本文介绍一种以时间最佳和变结构理论中滑动模态为基础的设计法。它的特点是设计方法简单，考虑非线性因素方便，系统除具有良好的动静态性能外，还具有很强的鲁棒性。文中介绍了基本设计原理，拦截器姿态控制系统的设计方法和仿真结果。     

多航天器反步滑模SO(3)协同控制

针对多航天器系统的姿态协同控制问题，基于特殊正交群(Special Orthogonal Group, SO(3))提出了滑模协同控制设计方法。结合有向通信拓扑，建立了多航天器SO(3)姿态模型。在此基础上研究了SO(3)上协同误差形式，提出了适用于协同控制器构造的SO(3)指令设计方法。为了解决姿态奇异问题，根据SO(3)姿态特性引入补偿项并设计了相应的滑模面，进一步采用反步法完成了SO(3)协同控制器设计，同时给出稳定性分析过程。提出的反步滑模方法保证了协同控制器在整个姿态空间内的适用性，使得多航天器系统能够实现稳定的姿态协同。文中采用两组多航天器系统仿真校验了所提协同方法的有效性。