基于力矩的机械手末端操作器姿态控制

利用摄动法,首先推导了机器人关节摄动产生的末端操作器姿态偏差,并由该偏差方程,给出了在抓取受约束物体时,基于力传感器调整末端操作器姿态的控制策略。     

自由-自由结构模态参数提取方法研究

从约束试验数据提取自由-自由结构模态参数是试验模态分析领域中的一个重要课题。从多自由度系统特征方程出发，阐述了适合于不同约束条件（弹性和刚性）的两类自由-自由结构模态参数提取方法的基本理论，旨在比较它们的可行性及适用范围。以-悬臂梁结构为基本算例对两种算法进行了深入的数值模拟研究，对模拟结果进行了比较分析。结果表明，两类方法在不同的约束条件下各有优点，存在各自的适用范围，是获取大型航空航天结构整体动态特性的有效途径。     

平行构型双框架控制力矩陀螺操纵律研究

研究了平行构型双框架控制力矩陀螺(DGcMG)的操纵律.分析平行构型DGCMG系统奇异情况及控制特点,在此基础上给出角分布操纵律的设计思想及具体形式.从解决奇异问题等方面,对其性能进行分析.针对无法逃离奇异的不足和角分布运动的权重系数动态变化的需要,改进其外框架角速率指令并仿真验证改进后性能.     

天问一号环绕器中继轨道受摄共振特性分析

“天问一号”环绕器在环火中继轨道为“祝融”火星车提供中继服务时,星下点出现了过着陆点纬度时的经度先增大再减小的特殊漂移现象,需要对该现象产生的原因进行深入分析。基于摄动理论设计了一系列数值实验,提出了一种星下点过指定纬度时经度的简化计算方法;并结合对田谐项引力场位函数的解析推导发现,由于中继轨道周期与火星自转周期比接近1:3,导致3阶3次田谐项产生了轨道共振,从而使得半长轴长周期运动有着较为显著的振荡,进而与带谐项摄动联合导致了该特殊现象。研究揭示了“天问一号”环绕器的轨道共振现象,发现了高阶田谐项对非同步轨道上的环火卫星仍能产生较为明显的轨道共振现象。研究结果可为后续火星环绕探测任务轨道设计提供重要参考。     

带有控制增益自校正的甚低轨道卫星自主轨道维持方法

为实现甚低轨道的长期稳定运行,分析了甚低轨道的摄动特性,设计了一种带有轨控增益校正的自主轨道维持方法。该方法可通过前一次轨控的结果对轨控增益进行校正,提高轨控算法对卫星质量、推力大小等不确定因素的鲁棒性,逐渐提高轨道控制的精度。对轨道控制的频率、每次轨控的时间长度及对偏心率的影响进行了分析,仿真结果表明:自主轨道维持方法能实现甚低轨道高度维持控制,在参数不确定的情况下,与传统算法相比可大幅提高轨道控制的精度,确保平均偏心率矢量收敛,满足甚低轨道卫星的长寿命要求。所设计的算法结构简单,运算量小,可由目前的星载计算机实现。     

近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整

以某近圆太阳同步轨道卫星为例,分析了倾角偏差引起的降交点地方时的漂移规律及影响。为将降交点地方时漂移限制在允许的范围内,给出了轨道倾角调整方案,仿真实验结果表明控制方案有效。     

基于开普勒二体运动修正地球扁率J2摄动项算法

为了解决远程飞行器虚拟目标点的地球扁率J2摄动项修正的技术难点,提出一种基于开普勒二体运动推算地球引力模型J2摄动项的间接补偿的方法.该算法由基于二体运动时间推算J2摄动项飞行时间的计算模块和基于二体运动J2摄动落点修正2个计算模块构成.通过算法设计和数学仿真验证了算法的正确性,其中仿真结果表明,该算法有效解决地球扁率造成的虚拟目标点计算精度不足的问题,在算法层面与传统的地球扁率修正方法相比具有计算简单和计算速度快等优点,同时保证虚拟目标点计算达到精度要求.     

基于凸优化理论的含约束月球定点着陆轨道优化

针对月球精确定点软着陆问题,考虑导航及障碍检测敏感器视场约束及制动发动机推力大小约束,对月球动力下降段轨道优化方法进行了研究。首先建立了含约束条件的三维定点软着陆轨道优化问题模型,根据庞德亚金极小值原理推导了最优推力开关方程,并给出了推力奇异区间不存在的证明。针对优化模型中的复杂非线性约束,引入凸优化理论将问题转化为二阶锥优化问题,并采用内点法求解了最优标称轨迹。最后给出了月球软着陆制动段、接近段的仿真结果,验证了该着陆轨道优化方法的有效性。     

冗余SGCMG系统非奇异逆运动学闭环求解

为进一步简化单框架控制力矩陀螺（ＳＧＣＭＧ）系统逆运动学的求解，在借鉴国内外相关研究的基础上，将冗余机械臂逆运动学闭环求解方法引入到ＳＧＣＭＧ系统中来，并在闭环求解过程中，施加非奇异条件，即得到冗余ＳＧＣＭＧ系统非奇异逆运动学闭环解。这种方法不但可以得到逆运动学的非奇异解，且可通过选择适当的增益阵，控制算法的收敛速度。而且由于此种方法不用计算Ｊａｃｏｂｉ矩阵的伪逆，而是代之以Ｊａｃｏｂｉ阵的转置，大大简化了计算量，适于实时实现。对金字塔构形的４－ＳＧＣＭＧ系统的仿真结果表明，上述算法是可行的。     

基于受摄轨道模型的小卫星轨道摄动分析研究

小卫星在实际运行中受到多种摄动力的作用,这会对其轨道造成不同程度的影响,因此在小卫星的轨道设计与控制中,摄动是必须考虑的重要因素。本文以500km高的小卫星太阳同步轨道为研究对象,运用轨道摄动的基本理论,估计了地球非球形引力、大气阻力、太阳光压及第三体引力的量级并进行比较;建立小卫星轨道摄动分析模型,并在此模型的基础上,利用计算机仿真技术,对小卫星轨道摄动问题展开仿真研究,验证了几种主要摄动力的量级估计的结果,分析比较了几种主要摄动力对小卫星运行轨道的影响程度及规律,本文结果对小卫星轨道设计与控制具有很好的参考价值。