挠性航天器姿态机动时间最优控制研究

针对挠性航天器单轴姿态快速机动的控制问题,将系统的模型处理成非约束模型,采用极小值原理求解了问题的时间最优控制律,并结合边值条件推导了时间最优控制的切换时间应满足的充要条件.利用切换时间所满足的非线性方程组分析和证明了时间最优控制的对称性及满足的条件:在不考虑阻尼系数时,问题的时间最优控制是机动时间上的对称函数.利用这个规律,对刚体+1阶挠性模态的时间最优姿态机动问题进行了解析求解.针对挠性模态阶次较高时难以求解非线性方程组的问题,将模型离散化,把问题处理成一系列受约束的最小二乘优化问题来求解,数学仿真表明了该方法的有效性.     

挠性壁喷管撑杆单位影响曲线相关性研究及其在2m×2m超声速风洞中的应用

对挠性壁喷管撑杆单位影响曲线的相关性进行了研究,提出了一种通过已知单位影响曲线计算同一马赫数相邻撑杆及相邻马赫数同一撑杆单位影响曲线的方法,结合实验影响法成功用于2m×2m超声速风洞二元挠性壁喷管的型面优化,有效提升了第一菱形区核心流速度场均匀性,大大提高了调试效率,降低了调试能耗,缩短了调试周期.该方法对类似喷管型面优化具有借鉴意义.     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

利用改进TW-API方法在轨辨识挠性航天器时变模态参数

考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性,提出一种改进的截断窗逼近幂迭代（TW-API）追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题,改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程,显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时间。还将该方法与经典投影估计子空间跟踪（PAST）方法和逼近幂迭代（API）递推方法进行了计算量对比与分析。为检验四种方法用于航天器模态参数辨识的效果,选取ETS-VIII卫星为对象进行数值仿真。通过实际计算时间的比较,校验了改进TW-API方法在大型挠性航天器时变模态参数在轨辨识方面的有效性。     

针对失控翻滚目标航天器的交会对接控制

研究了一个受控的追踪航天器和一个失控慢速翻滚的目标航天器的末段交会对接控制问题。通过引入基于特征模型的控制方法,设计了相对位置跟踪控制器以及姿态同步控制器,克服了针对目标航天器测量中存在的较大不确定时延,航天器动力学参数的不确定性,以及追踪航天器存在的较大帆板挠性,实现了针对失控自旋目标的末段精确交会对接控制。最后,通过搭建仿真系统进行动力学仿真,进一步验证了本文控制策略的有效性。     

高速柔性转子系统动力特性稳健设计方法

高速柔性转子系统为控制其转子变形和多阶临界转速分布,常采用多支点支承方案,而转子-支承结构力学参数的分散性,使得转子动力特性设计成为多变量多目标非确定性优化问题。通过Lagrange法建立柔性转子运动方程,定义罚函数以定量描述多阶临界转速的分布特征,采用区间数学分析方法和遗传算法结合的方式,建立了基于临界转速分布特征优化及连接结构刚度损失控制的转子系统动力特性稳健设计方法。算例表明,通过将多阶临界转速集中于一定转速区间,并控制连接结构弯曲应变能分布比例,可有效减小转子通过多阶临界转速时的振动响应,降低转子动力特性对连接结构受力状态变化的敏感度,提高高速柔性转子系统动力特性的稳健性。      

挠性空间结构振动的独立模态空间最优控制方法

针对大型挠性空间结构的特性,考虑在独立模态空间内进行控制,设计模态滤波器,对从物理空间采集到的模态信息进行预滤波处理;设计模态观测器,从模态加速度中获取模态位移和模态速度;其次,利用独立模态空间理论中各阶模态相互独立解耦的特性,设计了基于最优控制的独立模态空间控制器;在此基础上,考虑外部干扰信号作用下,设计了基于模态滤波器的 次优控制器,构成了一个完整的挠性空间结构闭环主动振动控制系统。对简化的桁架和单翼帆板结构振动控制进行了仿真验证,结果表明：两种控制器均能使振动得到有效抑制,相比传统比例积分微分控制器最大振幅减小约一半,且具有一定的抗干扰能力。