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。     

中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制

以往对中心刚体-柔性悬臂梁系统的主动控制研究多是基于零次近似模型和线性化模型进行的，而且认为零次近似模型为足够精确动力模型，但是已有研究结果显示出，零次近似模型在对系统动力学行为进行描述时存在某些局限性。本文采用一次近似模型对中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制进行研究，其中控制律采用最优跟踪控制理论进行设计。仿真结果显示，传统的零次近似模型存在着失效的可能，最优跟踪控制方法能使中心刚体-柔性悬臂梁系统到达期望的指定位置，并可使系统的残余振动得到抑制。     

空间机械臂的刚-柔耦合动力学研究

本文对作大范围运动的空间机械臂的刚-柔耦合动力学特性进行了研究，从连续介质力学理论出发，在变形位移中计及了耦合变形量，用Jourdain速度变分原理导出了作大范围运动的空间机械臂的动力学方程，分别用耦合模型和不计耦合变形量的零次近似模型计算了机械臂端点的变形位移，揭示了两种模型的动力学性质的差异。为了确定零次近似模型的适用范围，引入相关系数，仿真计算结果表明，零次近似模型仅适用于相关系灵敏的最大值小于0.1的情况。     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

刚柔耦合系统神经网络跟踪控制方法研究

针对刚柔耦合系统的姿态跟踪及振动抑制问题,采用一次近似动力学模型,提出了一种神经网络控制方法.典型刚柔耦合系统由一个中心刚体和带有末端质量块的柔性附件组成,假设系统参数未知并且截断模型具有任意的有限维.该方法利用多层神经网络补偿系统非线性项及未建模动态,利用其自学习和自适应能力,降低不确定性因素对系统产生的影响;并且控制器只利用姿态角和角速度信息进行反馈控制,不需要知道柔性附件振动信息.理论分析和实验结果表明该方法使闭环系统所有信号一致最终有界,能有效地使系统完成姿态跟踪,而且能显著地减少柔性结构的弹性振动.     

基于火箭弹非线性动力学系统的解耦控制

为消除火箭弹在倾斜转弯（BTT）时俯仰与偏航通道的强耦合,根据建立的火箭弹非线性动力学模型,采用微分几何方法和二次Gauss/回路传函恢复（LQG/LTR）设计了一控制系统,给出了控制器的设计。仿真结果表明：侧滑角近似为零,滚转命令能快速响应,设计的解耦控制器有效。     

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。     

中心刚体-柔性梁系统的旋转运动控制

中心刚体-柔性梁系统是一个典型的刚柔耦合动力学系统,对其动力学与控制的研究一直是国内外的研究热点问题之一。采用一次近似简化模型对中心刚体-柔性梁系统的旋转运动控制进行研究,其中控制律采用变结构控制方法进行设计。切换面的设计采用最优化方法而得出,控制律的设计采用指数趋近律方法。因为所设计的控制律是模态坐标的函数,而模态坐标不可能通过物理测量直接获得,因此给出一个从物理测量中提取模态坐标的滤波器方法。数值仿真结果显示,模态滤波器能够较好地提取出控制律所需的模态坐标;变结构控制能够使得系统达到所期望的运动状态,并可使柔性梁的残余振动得到抑制。     

自旋弹道导弹动力学与控制

弹道导弹主动段自旋飞行是一种新的构想,旨在对抗激光武器拦截,实现主动段突防.导弹自旋飞行引起的运动耦合、控制耦合及其它效应可能导致弹体失稳,实现较强耦合作用下弹道导弹自旋飞行姿态稳定控制是亟待解决的问题.文中建立了自旋弹道导弹的动力学和控制频域模型,分析了几种主要耦合作用对系统的影响,将系统开环传递矩阵分解为动力学耦合和控制耦合两部分,结合古典和现代频域方法进行了姿态控制系统设计研究,采用根轨迹方法分析了运动耦合对自旋弹道导弹性能的影响,用动态预补偿技术实现姿态解耦控制.仿真结果表明,方法有效改善了低滚速较强耦合条件下自旋弹道导弹姿态控制性能.     

三体随动跟踪式重力卫星姿态与无拖曳控制方法

采用非接触洛伦兹力执行器代替微推进系统,提出一种“质量块—载荷舱—平台舱”三体随动跟踪式重力卫星总体架构,避免传统低低跟踪重力场测量卫星设计中的质心波动与执行机构带来的动力学不确定性影响。其次,建立了该架构下的卫星姿轨耦合动力学模型,并在此基础上针对动力学非线性耦合项的影响,构建了一种基于带宽参数化自适应补偿的复合自抗扰控制方法,提升姿态与无拖曳控制性能。最后,采用数学仿真验证了所提出的重力卫星总体架构及其控制方法的有效性。仿真结果表明,该方法有效提升了系统的频域性能。