四元数在伴随卫星姿态控制中的应用

针对传统的欧拉角方法不适用于航天器大幅度姿态机动运动的数值仿真。研究了用四元 空间站伴随卫星的姿态控制问题。介绍了空间站伴随卫星的概念及任务;根据航天器动力学方程,利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的空间站伴随卫星姿态控制律,并对该控制律进行了仿真计算,仿真结果表明,所推导的控制律能对空间站伴随卫星进行准确、快速的姿态控制。     

一种非线性部分极曲线的试飞方法

介绍了一种不测推力获取非线性部分极曲线的试飞方法。从飞机纵向动力学方程出发,推导出了利用试飞数据计算非线性部分诱导阻力系数Ａ值的公式,在铅垂对称平面内进行了飞行试验。试验结果表明：不测推力法试飞结果同测推力法试飞结果、风洞预测值以及Ｊ７原型机资料值具有良好的一致性,不测推力法是一种经济、可靠、简便而有效的试飞方法,可用于同类型飞机的非线性曲线试飞研究。     

中高层大气行星波与惯性重力内波的非线性相互作用

在弱非线性理论基础上,将三维大气中行星波和惯性重力波从原始非弹性近似方程中分离出来,讨论了典型的2天行星波与惯性重力内波的非线性相互作用过程.从共振曲面和参量不稳定增长率来看,行星波倾向于与空间尺度较大的惯性重力波发生相互作用.利用潮汐波的等价重力波假设,讨论了2天行星波与半日潮及9.6h惯性重力波的相互作用,三波相互作用时能量守恒.非线性相互作用使2天波和潮汐波的波幅受到长期调制.      

非线性系统的右独立阶及其应用

定义非线性右可逆系统的一组结构常量, 即右独立阶. 证明右独立阶在正则静态反馈下保持不变,同时举例指出右独立阶在正则动态反馈下可以改变. 研究了右独立阶在解耦问题中的应用, 指出利用右独立阶可完全刻划正则静态反馈解耦问题,并初步讨论了右独立阶在非线性Morgan问题上的应用.     

气动力矩和重力梯度矩实现微小卫星三轴姿态控制

提出运用低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和气动力矩 )实现微小卫星三轴姿态被动控制方案。重力梯度矩提供俯仰和滚转恢复力矩 ,气动力矩提供偏航和俯仰恢复力矩 ;通过姿态稳定性分析和姿控过程动态仿真 ,结果表明此卫星具有结构简单、姿态稳定精度高的优点。     

太阳电池阵瞬态非线性温度场的精细算法

利用精细时程积分法和状态空间转移法 ,提出了计算空间飞行器太阳电池阵瞬态非线性温度场的非线性补偿法 ,它能够计算太阳电池阵在轨飞行时的温度场 ,具有收敛性好、稳定性好、计算精度逼近精确解、可以取较大的时间步长等特点     

基于非线性观测器的控制力矩陀螺操纵律设计

为改善操纵性能,将单框架控制力矩陀螺(SGCMG)操纵律设计问题转化为非线性系统的状态观测问题,并基于状态观测理论,导出了一种新型的SGCMG操纵律.通过适当的参数选择,SGCMG操纵律可使操纵误差在理论上渐近收敛至零;不用计算Jacobi阵的伪逆,而代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题.同时,该操纵律形式简单,计算量小,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.      

星上运动部件对气象卫星姿态影响的研究

以中国下一代静止轨道气象卫星为对象,分析了有效载荷扫描镜运动和太阳翼步进运动对卫星姿态的影响。结果表明,有效载荷的正常扫描运动和太阳翼的步进运动对卫星姿态的影响很小,但有效载荷的黑体校准运动对卫星姿态的影响很大,必须进行补偿控制,否则卫星有效载荷扫描镜的指向精度无法满足设计要求。     

重力梯度稳定小卫星的最优主动磁控和动量轮控制

为了提高小卫星定点精度,姿态控制系统采用俯仰轴动量轮控制和三轴磁力矩控制。用四元数方法建立起卫星动力学方程和运动学方程。以响应时间和响应时间内欧拉角误差和角速率误差的平方和这两个单目标作为目标函数,以三轴的位置增益、速率增益和卸载增益为设计变量,以三轴欧极子矩不超过要求值,俯仰轴的轮动量矩不超过要求值,以及末尾响应时间内应保证欧拉角和角速率逼近控制值为约束条件,建立起卫星最优控制模型。最后,作为例子应用到小卫星姿态控制中,结果证实最优控制算法是可行有效的。与传统PD控制相比,优化后的姿态控制性能也大大提高。     

基于Wash-out滤波器技术的机翼颤振控制

研究应用wash-out滤波器技术对具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼颤振的控制。首先,确定需要引入Hopf分岔的点,并在该点将原系统方程Jordan化;其次,对于引入的wash-out滤波控制器,先按Hopf分岔条件确定线性控制增益,再用规范型直接法得到受控系统的规范型,由分岔类型与规范型系数的关系确定非线性控制增益,从而将原系统的亚临界Hopf分岔变为超临界Hopf分岔;最后通过数值模拟验证了控制的有效性,并发现受控系统的颤振幅值（极限环大小）大大降低。