基于自适应滤波器的磁悬浮控制力矩陀螺内转子振动抑制

磁悬浮控制力矩陀螺(Magnetically Suspended Control Moment Gyroscope,MSCMG)内转子存在的多源高频振动会影响自身稳定性,导致卫星姿态指向精度降低.针对其高频扰动及抑制问题,以所研制的小型立式单框架磁悬浮控制力矩陀螺为研究对象,建立动力学模型并分析了高速磁浮转子的振动特性...     

用户星中继终端天线指向算法

在保证精度要求的前提下,通过对算法模型进行合理简化,给出了适合在星载控制单元上运行的用户星中继终端天线指向算法及软件实现,通过在星载模拟计算平台TMS320VC33上的仿真实验,验证了所给算法和软件的精度及运算效率。     

基于DUEA的天线伺服控制系统仿真

大口径射电望远镜天线易受到外部阵风等扰动、系统不确定及难以实现高指向精度的问题,为实现系统的高性能指标,提出了基于回路成形和扰动/不确定观测补偿(DUEA)的思想的方法.首先,使用混合灵敏度H∞设计方法对标称模型设计主控制器来实现对输入信号的最优跟踪;然后,针对影响系统输出的外部扰动以及系统不确定部分,基于等效输入扰动...     

机载雷达天线伺服控制扰动观测器建模仿真

机载雷达天线伺服控制的精度是雷达系统精确搜索、识别和探测目标的重要指标之一。由于风速和载体运动速度的影响,雷达天线做扫描运动时会承受较大的空气阻力,空气阻力随着时间和扫描运动角度的变化而变化,使雷达天线伺服控制产生附加负载扰动转矩。为了尽可能减小扰动对雷达伺服控制精度的影响,本文提出一种基于扰动观测器的雷达天线伺服控制解决方案。建立雷达天线伺服控制系统的动力学模型、伺服控制模型,将空气阻力产生的附加转矩通过扰动观测器引入被控对象的控制输入端进行补偿,并对不同风速影响进行建模仿真和试验分析。结果表明：基于扰动观测器的雷达天线伺服控制精度有显著提高。     

基于Η∞和μ综合的Stewart平台柔性铰链主动杆多目标鲁棒主动振动控制(英文)

新一代空间望远镜、空间激光通信平台及其他敏感载荷要求超静力学环境,传统被动减振无法满足要求,主动振动控制是一种有效的方法,Stewart平台主被动混合隔振被广泛研究。本文分析了立方Stewart隔振器6个主动杆之间的耦合特性,建立了单个主动杆的刚弹耦合动力学模型,并在模态空间中去掉刚体模态。考虑建模不确定性及传感器噪声,利用不含刚体模态的单杆动力学模型,进行多目标Η∞和μ综合控制器设计,对于低频指向控制信号进行保持,而对高频扰动进行抑制。而后对控制器进行鲁棒稳定性测试和分析,并对控制器进行了模型降阶,最后用μ降阶控制器对标称系统进行时域仿真,并与 PI 控制器比较。结果指出μ控制器达到了低频指向信号保持和高频扰动抑制的指标要求。     

基于Galerkin法的机载甚低频拖曳天线振动分析

通过对拖曳天线运动状态及其受力进行分析,建立了其动力学模型;针对模型复杂的非线性和耦合性,在考虑天线旋转平衡时构型的基础上,采用Galerkin法研究求解了其末端锥袋的非线性振动。通过仿真并对多阶Galerkin方法截断求解结果进行比较,验证了Galerkin方法求解时的收敛性和可靠性。仿真结果表明,在无风条件下,拖曳天线的末端锥袋振动不会对机载甚低频通信系统的通信质量产生明显的影响。     

中继卫星系统动力学分析

应用单摆模型来等效液体晃动，并利用拉格朗日方程建立了中继卫星的动力学方程。在确定天线跟踪规律的基础上，从工程实际的角度分析了天线和星体之间的耦合作用。考虑天线不同的跟踪模式，将卫星的本体视为刚性体，在星体无控情况下进行系统的动力学响应分析。通过数值仿真确定天线在不同跟踪模式下对星体姿态的影响，并通过有无柔性振动和液体晃动结果的分析，得出天线运动特别是高速回扫、附件柔性振动都会对星体姿态产生比较大的影响，而液体晃动对星体姿态影响不大的结论。     

利用射电星校准13m测控天线指向误差及测试结果

分析了利用射电星校准13m测控天线指向精度的方法,综合利用射电星和光标测试数据,采用简化的天线误差模型,计算出天线误差系数,经过误差修正后天线的指向精度达到设计要求。     

基座弹性影响下空间站柔性关节机械臂的鲁棒自适应滑模控制及双重弹性振动主动抑制

讨论了基座存在弹性情况下,载体位置、姿态均不控的空间站柔性关节机械臂系统控制问题。利用拉格朗日方法结合动量守恒定律,建立了弹性基座空间站柔性关节机械臂系统动力学方程。以此为基础,依据级联控制法,将系统分解为弹性基座刚性臂子系统和关节柔性电机转子子系统。对于弹性基座刚性臂子系统,为了主动抑制弹性基座柔性振动,运用虚拟力的概念,构造同时反映柔性模态和刚性运动轨迹的混合期望轨迹,通过改造原有的控制方案,提出基于虚拟力概念的鲁棒自适应滑模控制器控制策略,由于运用了虚拟力的概念,从而仅通过设计一个控制输入便可同时保证刚性轨迹跟踪并对载体基座的弹性振动进行主动抑制,更适应于空间站柔性关节机械臂系统的实际应用。同时,针对系统参数未知的情况,利用级联控制方法能够有效地抑制柔性关节的振动。理论分析及仿真算例均表明了控制方法的可行性。     

轻型高精度卫星的变结构姿态控制器

针对某些小卫星高指向精度和高稳定精度的姿态控制要求,设计了能克服反作用轮转速过零扰动的变结构姿态控制器,并对反作用轮转速过零时低速摩擦对卫星姿态产生扰动的机理进行了分析,建立了仿真用反作用轮低速摩擦动力学模型。同 PID控制器相比,该变结构姿态控制器能有效抑制反作用轮的低速摩擦影响,并具有良好的鲁棒性。数学仿真进一步证明了该变结构姿态控制器的有效性,其指向精度和稳定精度分别可达 0.3°和 0.0 0 1°/     

机载卫星通信天线引导概率分析

针对某机载Ka频段卫星通信天线的使用环境,论述其天线角跟踪系统在捷联航姿设备引导下,天线主波束指向卫星目标位置的概率,分析影响天线角跟踪系统引导概率的主要因素,通过消减系统中大误差源保证了天线引导概率,通过扩展主波束指向空域提高了目标落入概率。计算数据和试验验证表明,给出的分析方法可行,设计策略有效。     

偏焦偏置抛物面多波束天线的分析与设计

以口径场法为基础对偏置抛物面天线进行建模分析,可方便有效地计算馈源数目任意、馈源放置位置任意的偏置抛物面天线的方向图。通过优化对馈源位置进行调整,使得各波束的性能达到设计的要求,最终实现多波束天线。绕特定的轴旋转馈源阵列,可以实现更大空间的扫描。     

格栅反射器型面的主动控制

为了提高天线反射器的型面精度,以锆钛酸铅压电陶瓷（PZT）驱动的主控格栅反射器为研究对象,对该结构的力学建模方法和形状控制方法进行了研究。首先,建立了格栅反射器、PZT压电作动器一体化有限元模型。然后,采用影响系数矩阵法,以均方根误差最小为目标建立反射器型面主动控制优化模型,并通过最小二乘法求解作动器的最优控制律。最后,搭建了格栅反射器主动控制实验系统,以旋转抛物面为目标型面进行实验研究。实验结果表明,经主动控制后反射器型面精度提高了将近50%,且与仿真结果吻合较好,验证了一体化有限元建模方法的准确性和控制方法的有效性。     

Detumbling and reorientation maneuvers and stabilization of NASASCOLE system

The questions of rotational maneuver and vibration stabilization of the NASA Spacecraft Control Laboratory Experiment (SCOLE) system is considered. The mathematical model of the SCOLE system includes the rigid body dynamics as well as the elastic dynamics representing transverse and torsional deformations of the elastic beam connecting the orbiter and end body (reflector). For the rotational maneuver, a new control law (orbiter control law) is derived using an orbiter input torque vector. Detumbling and reorientation maneuvers of the SCOLE system are accomplished using this control law; however, this excites the elastic modes of the beam. The orbiter control law asymptotically linearizes the flexible dynamics. Using the linearized model, a linear feedback control law is designed for vibration suppression. An observer is designed for estimating the state variables using sensor outputs which are also used for the synthesis of the control law. Simulation results are presented to show that in the closed-loop system detumbling and reorientation maneuvers can be accomplished and the effect of control and observation spillover is insignificant     

地面和机载Ku波段定向天线的标定方法

提出了一种以地球同步轨道卫星作为参考物、利用GPS位置对Ku波段地面及机载定向天线进行快速标定的方法;研究了将地心大地坐标变换到地心空间直角坐标参数和将地心空间直角坐标变换到站心极坐标的计算方法;给出了定向天线的标定实施步骤。测试结果表明,地面定向天线标定角度误差可达0.1°,机载定向天线标定角度误差可达1°,该标定精度可以满足大部分应用需求。     

挠性多体航天器姿态动力学建模与分析

针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器．利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算．分析了星体与天线运动的耦合特性．以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响．验证了数学模型的正确性。     

Design and analysis of truss deployable antenna mechanism based on a novel symmetric hexagonal profile division method

As the deployment, supporting, and stability mechanisms of satellite antennas, space-deployable mechanisms play a key role in the field of aerospace. In order to design truss deployable antenna supporting mechanisms with large folding rate, high accuracy, easy deployment and strong stability, aiming at the geometric division of the parabolic reflector, a novel method based on symmetric hexagonal division and its corresponding modular truss deployable antenna mechanism is proposed, and the original method based on asymmetric triangular division and its corresponding mechanisms are presented for comparative analysis. Then, the screw theory is employed to analyze the mobility of different mechanisms. Furthermore, the improved three-dimensional mesh method is used to divide the reflector surface of a large parabolic antenna designed by the two different methods, and the profile accuracy and the type of links are taken as the evaluation indexes to quantitatively analyze the division results. Finally, a three-dimensional model of the modular deployable mechanism based on the symmetric hexagonal design is developed, and the deployable mechanisms with different configurations based on the two design methods are compared and analyzed from the mechanical perspective. The research results provide a good theoretical reference for the design of deployable truss antenna mechanisms and their application in the aerospace field.     

高精度碳纤维复合材料副反射面天线制备工艺

文摘分析了模具选材、装配工艺过程及机加工工艺对高精度CFC副反射面天线制备的影响,研究了高精度CFC副反射面制备工艺的关键技术,进行了模具材料比较、装配工艺优化及机加工验证试验。结果表明,殷钢是制备高精度CFC副反射面天线的较理想模具材料;在夹层结构装配时采用外蒙皮原位装配技术并单独适配过渡区的蜂窝可有效避免天线型面精度超差;机加工辅助工装与三维摄影测量系统相结合的措施可有效确保装配基准点的高形位精度并大幅缩短天线加工周期。     

弹载主被动复合雷达天线配置方案

针对弹载雷达发展需求,探讨了实现弹载主被动复合雷达天线的技术途径。针对双频反射面天线,提出了一种双频反射面天线的配置方案;针对宽带复合天线,研究了被动模式宽带天线的选型和主动模式天线的设计方案,提出了宽带复合天线的配置方案。     

飞轮被动减振卫星动力学建模及稳定性研究

为提高卫星的指向精度和稳定度,通常在飞轮系统中设计了被动减振器。而对于有敏捷机动要求的卫星,被动减振器的低刚度设计可能会破坏姿态控制系统的动态性能和稳定性。因此,针对飞轮减振情况,建立了卫星刚柔姿态动力学方程,用来准确分析卫星敏捷机动时的动态性能、稳定性问题以及飞轮扰动对卫星稳定度的影响。仿真结果表明,不合适的隔振器刚度设计将会影响指向的动态性能和稳定性,甚至诱发姿控系统失稳。