双自旋同步气象卫星的姿态运动分析

本文建立了考虑各种偏差和带有步进辐射计的一般双自旋卫星的动力学模型，并引入平主轴坐标系概念，由线性分析给出摆动运动及章动运动的规律。通过引入瞬时主轴系，并考虑了辐射计偏的影响，导出了辐射计步进过程产生的章动运动的表达式，最后将线性分析结果与非线性模型数学仿真进行了对比，结果表明两者相当一致。     

自旋火箭姿态运动的稳定性分析和数学仿真

本文主要对自旋火箭姿态运动的稳定性进行了分析,并给出了数学仿真结果。飞行试验结果表明,稳定性分析和数学仿真是正确、可靠的。     

双自旋卫星的姿态运动和控制

本文引入卫星动力学等效概念,把单自旋卫星的动力学分析、制控的概念和方法推广应用到双自旋卫星。提出了双自旋卫星的双脉冲闭路控制的设计方案。分析了由于结构误差引起的摆动,给出了摆动角的计算公式和卫星姿态的稳定判据。论证了管一球武章动阻尼器也适用于双自旋卫星。证明了章动阻尼器不能消除摆动,甚至对卫星姿态误差产生不可忽视的影响;最大姿态误差角等于章动角和摆动角之和。最后,用仿真试验验证了分析结果。     

科学双星自旋轴姿态漂移的仿真分析

以科学双星计划中两个自旋稳定的小卫星为背景,介绍了在双星运行轨道所受到的空间干扰力矩情况;建立数学模型,对无控条件下自旋卫星的姿态漂移情况进行数学仿真分析,并与实测结果进行比对。     

某卫星挠性附件姿态动力学研究

根据导出的某有大型太阳帆板的挠性卫星数学模型,分析了模型中挠性振动对质心和姿态运动的影响,给出了卫星系统的动力学方程,并对帆板展开、卫星稳态运行的模型作工程化处理。分析和仿真结果表明：该方法能降低模型的复杂度,满足大型卫星的姿态指向精度和稳定度要求。     

喷气阻尼效应作用下旋转导弹锥形运动分析

研究了喷气阻尼和推力偏斜对旋转导弹锥形运动的影响。建立了考虑变质量特性和喷流影响的旋转导弹姿态动力学模型。将旋转弹姿态动力学方程分为自旋运动和锥形运动两组,用复攻角简化锥形运动的微分方程,分析了自旋转速和锥形运动,推导出准攻角和准侧滑角的解析解,讨论了陀螺力矩、气动力矩、喷气阻尼力矩和推力偏斜对锥形运动的影响,获得了锥形运动稳定的条件。仿真结果验证了理论分析的正确性。研究表明:喷气阻尼效应增大了锥形运动的阻尼,利于锥形运动的稳定,但对锥形运动的频率无影响;推力偏斜使锥形运动中增加了与自旋同频的受迫振动,为限制受迫振动的幅度应使自旋转速避开慢圆运动和快圆运动的频率,并增大锥形运动的阻尼。研究对旋转弹的喷气阻尼力矩影响分析和总体设计有较大的参考价值。     

在轨服务的超近距离姿轨联合控制研究

对面向在轨服务的超近距离姿态轨道联合控制设计进行了研究。建立基于相对四元数的相对姿态运动动力学模型和基于相对运动轨迹设计的相对轨道动力学模型,考虑模型中姿态与轨道耦合,设计四元数反馈非线性控制律和具姿态反馈信息的最优实时闭环反馈控制律。数学仿真和半物理仿真试验结果验证了算法的有效性和可行性。     

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.     

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。     

整星零动量小卫星偏置飞行姿态解耦控制

研究了采用反作用飞轮为执行机构的整星零动量卫星绕Ｘ轴大角度偏置飞行模式的姿态解耦控制问题。首先给出卫星姿态运动学和动力学模型，然后在控制作用中引入非线性项对姿态动力学模型线性化，进一步对线性模型进行状态反馈解耦和极点配置。最后，给出了数学仿真算例和仿真结果。     

间接Legendre伪谱法的欠驱动航天器姿态运动轨迹跟踪

针对仅带有两组喷气推力器的非轴对称欠驱动刚性航天器,提出一种基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法。首先采用Legendre伪谱法(LPM)离线规划出系统的最短时间姿态机动参考轨迹。接着将实际运行轨迹与参考轨迹之间的偏差作为变量,根据Pontryagin极小值原理必要条件把系统姿态运动跟踪问题转化为一个两点边值问题(TPBVP)。最后采用 Legendre-Gauss-Lobatto(LGL)点将此两点边值问题离散转化为一个线性方程组来求解,避免了对传统Riccati微分方程的积分运算。数值仿真校验了本文基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法的有效性。     

带空间机械臂的充液航天器姿态动力学研究

本文研究空间机械臂运动对充液航天器姿态的影响，讨论了利用机械臂调整充液航天器姿态问题、以及机械臂操作与航天器姿态稳定的协调问题。研究表明：影响充液航天器姿态的因素除了机械臂运动的路径，还有机械臂运动的时间、机械臂转角的变化规律、液体的粘性、质量和惯性张量等。其中机械臂运动时间的影响比较明显，而且机械臂运动得越慢对航天器姿态的影响越大。合理地选择机械臂操作时间和机械臂转角变化规律，可以实现机械臂操作     

空间太阳能电站的准对日定向姿态

针对空间太阳能电站的俯仰姿态运动,提出一种能追踪太阳运动的准对日定向(QSP)姿态方案。此方案的太阳能电池阵列在万有引力梯度力矩的作用下,始终在垂直于太阳光的方向附近作幅值约为18.8°的振动,且几乎不需要姿态控制力矩。准对日定向姿态方案解决了大型太阳能电池阵列对日定向所需的巨大俯仰姿态控制力矩问题。准对日定向姿态的发电效率为对日定向姿态的97.3%,对Abacus空间太阳能电站而言每年可节省燃料约36791 kg。通过数值方法得到了准对日定向姿态的精确初始条件。随后,设计了比例-微分控制器,保证了系统存在初始姿态误差的条件下收敛到准对日定向姿态。最后研究了轨道、姿态和结构振动对准对日定向姿态的影响,并发现准对日定向姿态下的结构振动幅值比对日定向姿态减小约40倍。     

Validation of attitude/deformation sensing techniques for space flexible manipulators

This paper proposes an approach that makes use of two different techniques to sense and identify both the rigid attitude motion and the flexible dynamics of a manipulator. With the first technique, an accurate attitude motion determination, based on the use of a global navigation satellite systems (GNSS) signals, is performed. For this purpose, some antennas are placed on the manipulator in order to obtain the observable phase of the GNSS signal. The second technique, based on the use of accelerometer sensors, is used in order to identify the dynamic signature during the motion of the flexible link. Specifically, the modal parameters are estimated using data recorded from accelerometers, conveniently placed on the structure, by means of an output-only based approach. The developed algorithms used for both the attitude estimation and the output-only modal analysis are validated by experimental activities carried out on an in-house testbed representing a two flexible arm manipulator.     

非质心特征点相对位置和姿态估计方法研究

卫星编队飞行中,从星星体上偏离质心的任意特征点,其相对位置和相对姿态运动耦合。本文针对任意点的相对状态估计问题,推导了耦合相对轨道动力学方程和无陀螺相对姿态动力学方程,并且基于PSD敏感器对主星上点光源的视线测量值,提出了基于特征点耦合动力学和质心传统动力学的两种相对状态估计策略。针对每种策略分别设计了EKF和UKF两种滤波算法对相对状态进行估计。最后通过数学仿真对算法的有效性进行了验证,并对其计算量进行了分析。结果表明,四种算法均能对特征点的相对状态进行较高精度的估计。     

基于参数辨识的冗余自由飞行空间机器人多臂协调运动规划

根据空间机器人姿态干扰特性，本文提出了利用多层间向神经网络来辨识自由飞行空间机器人本体质量的算法。其次，提出了基于姿态受限广义雅可比矩阵的多臂协调运动规划方法，较好地解决了多臂自由飞行空间机器人进行空间作业时的运动规划和姿态控制问题。     

Lunar lander's three-dimensional translation and yaw rotation motion estimation during a descent phase using optical navigation

Optical navigation for a lunar lander consists of estimating a lander's 3-dimensional (3-D) relative dynamic motion with respect to a preselected landing site using a passive 2-dimensional (2-D) video image sequence. Lunar landing missions require a lander to perform an autonomous accurate landing with simple mechanical structure, easy operation and low cost. These requirements have motivated the need to develop an advanced navigation system. Existing navigation systems trade-off simplicity, accuracy and cost. High accuracy navigation systems typically imply complexity and high cost. In this paper, we consider a scenario where the descending phase starts from an initial altitude of 10 km with a time-of-descent of 100 s. The navigation camera is an off-the-shelf optical instrument used to take the video image sequence of the landing site during the landing phase. It is fed into the motion estimation algorithm to be processed. The continuous wavelet transform (CWT) is used to analyse each image frame of the input digital video image sequence. The output is a 2-D video image motion trajectory map, which represents the projection motion of the landing site. The 2-D video image motion is projected back to the 3-D lander's relative motion based on a geometric analysis. The outputs of this estimation algorithm are the 3-D attitude motion parameters of the lander at a time corresponding to an image being taken. The attitude determination and control system (ADCS) of the lander uses these data to perform the lander's attitude control task. In this article, we provide the motion modelling for a lunar lander during the descending phase. The projection of a 3-D planar to 2-D image plane is analysed which build the correspondence between the 3-D lander's motion and the 2-D image motion. This link provides the evidence for the geometry analysis. CWT is reviewed and CWT for video image sequence analysis is also introduced. Numerical simulation of the estimated 2-D video image sequence under the lander performing a 3-D translation and yaw rotation during the terminal descent are shown to verify the proposed concepts. The analysis of the results show that the proposed method achieves highly accurate 2-D video image motion estimation of less then 1% error with significant savings of cost, mass and volume. It leads to the accurate estimation of the lander's 3-D relative motion with respect to the landing site.     

对无控旋转目标逼近的自适应滑模控制

对追踪器逼近无控旋转目标器的轨迹和姿态六自由度控制问题进行了研究.基于适用于任意偏心率的航天器相对运动轨道和姿态动力学模型,对追踪器逼近无控旋转目标的参考轨迹和参考姿态进行了分析与设计,推导了一种用于六自由度逼近控制的自适应滑模控制器.通过仿真分析,证明了所设计的逼近参考轨迹和参考姿态的合理性,同时验证了自适应滑模控制器的有效性.     

Attitude dynamics of a pendulum-shaped charged satellite

In this paper, we investigate the possibility of the use of the Lorentz force, which acts on charged satellite when it is moving through the magnetic field, as a means of satellite attitude control. We first derive the equations of attitude motion of charged satellite and then investigate the stability of the motion. Finally we propose an attitude control method using the Lorentz force. Our method requires moderate charge level for future Lorentz-augmented satellite.