单连杆柔性臂模糊控制

以单连杆柔性臂为例,提出了模糊控制与最优控制相结合的混合控制方法。首先,采用奇异摄动将系统分为慢变和快变两个子系统。然后,对慢变子系统采用模糊控制,快变子系统采用最优控制。仿真结果表明,该方法不仅能实现柔性臂轨迹的快速、准确跟踪,有效地抑制弹性振动,并且对负载的变化具有强的鲁棒性。     

编队小卫星星间基线估计算法研究

H ill方程假设卫星轨道是小偏心率和无摄动的,实际应用时难以获得高精度的星间基线估计。本文提出了一种基于主星位置展开的扩展Kalm an滤波算法,该算法采用含摄动的卫星运动模型,综合利用星间无线电和红外仪器的原始量测,实现了小卫星星间基线的融合估计,提高了估计精度。仿真实验针对J2摄动模型验证了算法的可行性和有效性。     

机动目标跟踪-火控综合系统动态品质分析

研究了机载雷达机动目标跟踪算法,用强迫奇异摄动技术求出了三维追逃微分对策问题的次最优策略。借助于上述算法和策略,建立了一种符合实战情况的跟踪－火控综合系统。从大闭环角度对该综合系统动态品质进行了详细的仿真研究。结果表明,该综合系统能较长时间地锁定目标,准确地实现对目标的三维攻击,并且避免了求解最优控制中经常出现的两点边值问题,使数值计算量大为减少。     

一种利用面质比调整提高编队构形稳定性的方法

分布式卫星编队构形受大气摄动的影响会产生沿航迹方向的相对漂移。通过合理的面质比调整,可以降低漂移,提高构形稳定性。基于包含周日效应的大气密度模型,研究了编队卫星轨道能量耗散的差异,进而指出大气摄动引起的构形漂移与构形初始相位、以及轨道面和太阳密度周日峰方向夹角之间存在的关系。给出解析形式和数值方式2种面质比调整方法,并对后一种方法进行了仿真。仿真结果显示,利用文中给出的面质比调整方法,能够大大提高构形的稳定性。     

基于摄动轨道的卫星自主天文导航仿真研究

针对星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法 ,利用推广的卡尔曼滤波方法进行仿真研究。为了准确建立运动模型 ,在系统方程中引入了非球形地球引力中的二阶带谐项 ;在考虑具有指数密度的球状分层大气的基础上 ,建立了以星光视高度为观测量的量测方程。在建立了推广的卡尔曼滤波方程后 ,文章进行了计算机仿真 ,并对仿真结果进行了详细的误差分析 ,结果表明基于摄动轨道的星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法能取得较高的导航精度     

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。