微重状态下带有隔板的球形贮箱内液体晃功特性的研究

本文研究了微重环境下带有隔板的球形腔体内液体晃动动力学利用特征函数展开法,得到了自由振动和受迫振动解进而求出了液体振动的频率及液体晃动的等效力学模型,并给出了液体对腔壁的反力和反力矩.将数值结果和无隔板的球形贮箱内液体晃动参数作了比较,表明加隔板后有明显的防晃效果.      

双储箱液体自衰减晃动分析

航天器在轨运行过程中,液体燃料晃动是破坏航天器稳定性、威胁航天任务安全性的主要因素之一.为此,有必要对液体燃料晃动进行研究.自衰减晃动是一种常见的液体晃动.本文主要针对双并联圆柱形储箱内液体自衰减晃动动态特性进行研究,以有限体积法为计算方法,采用两相层流模型,分析了不同重力环境下,液体燃料晃动对储箱侧壁面及底面作用的晃动力、力矩和波高随时间变化的特性,进而计算出液体晃动等效力学模型的相关参数.采用解析法推导了等效力学模型参数的计算公式,将有限体积法所得仿真解与解析解进行对比分析,证明了双储箱液体晃动仿真计算的可行性,为携带多储箱充液航天器的动力学分析提供了一定的理论基础.      

大容量推进剂贮箱液体晃动性能试验

对某种内带推进剂管理装置（PMD）的大容量推进剂贮箱内液体晃动性能进行试验.开展不同充液比工况下空壳贮箱液体晃动试验,分析比较晃动试验结果与采用等效动力学模型的液体晃动理论计算结果,两者结果一致吻合,试验系统可靠性和理论模型的正确性得到良好验证.然后开展了不同充液比工况下内带PMD贮箱液体晃动试验,试验结果表明贮箱内液体晃动性能受内部PMD结构影响明显.该试验研究结果为运载火箭和卫星的姿态和轨道控制系统的设计优化提供重要参考和数据支撑.     

带有网孔隔板的球形贮箱内液体的晃动问题

本文研究了复杂结构贮箱内液体的晃动问题.采用有限元-外推方法对一些复杂结构贮箱, 特别对带有网孔隔板的球形贮箱内液体晃动特性作了详细的分析、计算和比较;在此基础上建立了充液系统的等效力学模型, 并揭示了多个自由液面晃动特性与单一的自由液面晃动的不同之处.      

卫星闭环姿控下的双组元四贮箱液体晃动联合仿真研究

首先介绍了基于UDP通讯协议实现的贮箱液体晃动联合仿真方法.该方法采用FLUENT计算运动贮箱的液体晃动力、力矩、质心结果,星体动力学程序在获取贮箱晃动结果后通过控制算法和策略计算星体运动的线速度和角速度.两者之间的双向数据交换,通过C/C++语言开发的通讯接口来实现.然后借助上述联合仿真方法,开展了贮箱晃动联合仿真分析,并与在轨遥感数据进行了对比,然后分析了俯仰0~25°机动工况的4贮箱液体晃动特性,最后对比分析了带孔和无孔叶片在星体动力学控制下的液体晃动特性.非沿轨迹工况下,2、3号贮箱的晃动力和力矩峰值大于1、4号贮箱,4个贮箱的Y向晃动力峰值在1.05~1.96 N,力矩值在0.05~0.36 N·m;带孔叶片对液体的搅动作用要弱于无孔叶片.无孔叶片搅动的气泡出现了明显的拉伸与离心运动,并导致更大的流体流动速度.     

挠性充液航天器复合自适应姿态机动控制

主要研究了刚-挠-液耦合航天器的大角度姿态机动问题.将液体燃料的晃动等效为二阶的弹簧质量模型,挠性帆板假设为欧拉-伯努利梁,考虑外部未知干扰力矩、系统的状态变量不可见以及姿态机动引起的液体晃动及挠性体振动的抑制问题,结合模糊控制和输入成型技术,设计了一种基于Lyapunov第二法的自适应输出反馈复合控制方法.其中模糊控制器用于动态优化复合控制器内的参数,增强其鲁棒性;多模态的输入成型前馈控制器用于抑制液体晃动和挠性附件振动的位移响应.数值模拟给出了各状态变量的时间历程图,仿真结果显示复合控制器在实现姿态跟踪误差渐近收敛的前提下明显地减小了液体晃动及挠性附件振动的位移响应,验证了本方法的有效性.     

带多个充液储箱航天器的耦合动力学建模方法

研究了充液航天器储箱内液体晃动与全星姿态运动的耦合动力学建模方法．分别基于单摆等效力学模型和质心面等效力学模型建立了全星姿态耦合动力学方程,并分别针对2个储箱串联布局、3个储箱并联布局的充液航天器在不同工况下的液体晃动问题进行了数值仿真研究;同时比较分析了两种储箱布局方案下液体晃动对航天器姿态运动的影响,为工程应用提供参考．     

充液航天器大角度机动自适应无源控制

研究了基于自适应无源控制的三轴稳定充液航天器大角度姿态机动问题.将液体晃动等效为黏性球摆模型，利用动量矩守恒定理推导出充液航天器耦合动力学方程.针对陀螺故障及无陀螺配置导致航天器姿态无角速度测量的情况，同时考虑存在外部未知干扰、转动惯量不确定性以及液体晃动位移不可测量的特性，设计自适应输出反馈无源控制，其中自适应更新律用于补偿外部未知干扰和估计液体晃动的位移变量.利用Lyapunov方法和LaSalle不变引理，证明该控制律不但可以保证闭环系统渐进稳定，而且可以保证二个期望平衡位置均达到稳定.仿真结果验证了本文控制方法的有效性.      

基于无源性的带液体晃动月球着陆器的姿态控制

针对带液体晃动的月球着陆器提出了一种基于无源性的姿态控制方法.分析了由拉格朗日力学建立数学模型的带液体晃动的月球着陆器系统的特性,并证明了该系统的无源性.无源性保证了系统的输入输出稳定性,提出的Lyapunov函数保证了系统的内部稳定性.根据系统的无源性和提出的Lya-punov函数推导出基于无源性的控制方法.仿真结果表明,该方法能很好地达到控制效果.     

液体非线性晃动试验与等效力学模型仿真

航天器的在轨机动可能导致液体燃料出现包括非线性晃动在内的复杂动力学行为。采用运动脉动球模型（MPBM）对液体非线性旋转晃动问题进行了研究,并通过开展地面试验验证了MPBM仿真结果的准确性。首先,在MPBM的建模过程中以晃动回复力的形式考虑重力的影响,具体是通过虚功原理将重力作用引入到脉动球的能量变化过程。然后,搭建地面晃动试验平台,实现了对球型贮箱晃动现象的准确观测以及对晃动力和晃动力矩的实时测量。最后,以试验实测的加速度激励和晃动力为参照,采用MPBM进行了仿真与对比,仿真结果较好地匹配了试验结果。文中对液体晃动的合理抽象进一步地提升了等效力学模型对复杂晃动行为的仿真能力,为实现航天器更为高效、准确的在轨控制提供基础。     

Adaptive predefined-time control for liquid-filled flexible spacecraft attitude stabilization during orbit maneuver

A predefined-time attitude stabilization for complex structure spacecraft with liquid sloshing and flexible vibration is investigated under input saturation during orbital maneuver. First, the attitude dynamics model of liquid-filled flexible spacecraft is constructed. Meanwhile, the influence of solar panel vibration and liquid sloshing is treated as a disturbance in the controller design. Next, an adaptive predefined-time control scheme is proposed by applying sliding mode control theory. A predefined-time convergent sliding surface and reaching law are designed to ensure the predefined-time fast convergence rate. Furthermore, a novel adaptive algorithm is developed to handle the disturbances from liquid sloshing and flexible vibration, ensuring that the system converges to a small neighborhood of the equilibrium. Additionally, a new auxiliary system is constructed to deal with the effects of input saturation. At last, one simulation case is performed to verify the feasibility and advantages of the proposed algorithm.     

事件触发机制下的充液航天器姿态控制

针对液体大幅晃动、通信资源受限的充液航天器姿态控制系统,提出一种自适应滑模控制与事件触发机制相结合的控制策略。首先,针对固-液耦合的充液航天器姿态控制系统,选用滑模变结构控制来削弱液体大幅晃动的非线性影响,并设计自适应更新律在线估计不确定参数来提高系统的鲁棒性。然后,考虑星载计算机资源的限制,设计相对阈值的事件触发机制来决定控制输入信号的更新,从而减少控制器与执行器之间的信号更新对通信网络的占用。最后,仿真结果表明,在液体大幅晃动下,所提控制策略不但可以使航天器姿态控制系统最终收敛到任意小的界内,而且可以减少96%的控制信号传输,减轻航天器的通信负载。      

充液航天器质量特性计算方法研究

充液航天器的质量特性对飞行动力学建模和控制设计有着重要影响。质量特性测量装置通常只能测出干重状态下航天器的质量特性，而充液状态下的航天器质量特性只能靠计算给出，其中如何计及各贮箱内液体的惯性张量是此类工程计算的难点。首先采用势流理论推导了任意形状贮箱内液体质量特性的一般表达式，包括全充液情况和部分充液情况，其中对部分充液情况考虑了自由液面小幅晃动的影响；然后采用三维有限元方法建立了液体质量特性的数值计算方法，并通过一个验证算例确认了该计算方法的有效性；最后应用该方法计算了一个充液航天器的质量特性，并研究了不同的液体处理方法对计算结果的影响。研究表明，工程上通常采用的“固化液体”处理方法所计算出来的转动惯量明显偏大，而所提出的计算方法具有更好的理论正确性和工程适用性。