机身骨架装配柔性工装设计

为解决当前飞机机身装配工装效率低、定位精度不高、通用性差等问题,根据飞机机身结构,分析其装配需求,采用模块化设计思想,研制了面向机身骨架的"龙门式"柔性装配工装。该套柔性工装能够适应截面直径尺寸小于3m、机身筒段长度3~5m的产品,通过伺服电机驱动、手工调整以及更换特殊定位器等来实现对新类型机身的定位。工装操作简单、适应性强,能够以较低的成本提供较大的柔性。     

大型挠性结构基于独立模态空间的模糊PID控制

模糊控制器对于复杂不确定系统的控制具有很强的适应性,将模糊逻辑和PID控制器结合起来用于解决一类大型挠性结构空间桁架这一复杂系统的振动控制问题;并结合结构振动常用的独立模态空间控制方法,克服大型空间桁架不能建立精确的数学模型所带来的弊端,有效地抑制了由于模态溢出或耦合产生的差拍现象。仿真结果表明这一模糊PID控制器对于高阶、非线性的大型空间桁架振动控制是有效的。     

航天器附件展开动力学仿真

用Newton-Euler法建立了中心刚体带挠性附件的航天器动力学方程, 进行挠性附件展开的动力学仿真,研究附件展开对主体姿态的影响。当航天器 附件展开机构失效时,利用航天器姿态抖动来帮助展开附件。本文用ADAMS软 件建立了航天器的虚拟物理模型,用ADAMS和Matlab/Simulink联合仿真了航 天器姿态抖动过程。仿真结果表明此方法是有效的。     

挠性卫星姿态快速机动控制

挠性卫星在快速机动中既要满足快速性要求, 又要抑制挠性附件产生的振动。文章提出了一种基于非约束模态方程的方波序列控制方法, 并给出了最小机动时间的方波规划方法。该方法不仅保证机动后无余振, 而且满足最快机动的要求; 此外, 由于控制输出为方波, 因而适合卫星的喷气推力器控制模式和飞轮控制模式, 最后通过数字仿真验证了方波序列控制的有效性。     

具有SGCMG系统的挠性卫星姿态机动控制及验证

针对挠性卫星在轨姿态快速机动的需求，开展了星体姿态机动控制方法及控制实现研究。基于建立的挠性卫星姿态跟踪控制误差方程，给出了PD控制与补偿控制相结合的姿态跟踪控制器形式；考虑系统实现的时延影响，利用经典频率分析方法选择了兼顾系统稳定性及宽带控制的控制参数；在控制具体实现中，采用一种新型的基于力矩矢量调节奇异规避操纵策略，克服常规鲁棒奇异规避操纵存在的框架“锁死”现象，在解决奇异规避的同时避免激发挠性振动。所提出方法的有效性通过了在轨验证。     

Active vibration suppression for flexible satellites using a novel component synthesis method

This paper is devoted to developing a closed-loop vibration suppression controller for a satellite with large flexible appendages based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method. The dynamics model of a flexible satellite is firstly established by using the Newton–Euler methodology, and the dynamics model of the flywheel is also developed. A novel CSVS method is presented based on zero-vibration differentiator (ZVD), which can guarantee multi-order vibration suppression. Combined with the proposed CSVS method, traditional closed-loop controllers such as PD or sliding mode controllers can be applied to active vibration suppression. The stability of the proposed closed-loop CSVS controller is proved by the Lyapunov theory. Subsequently, the dynamic optimal control allocation algorithm is proposed for six flywheels, and a novel nonsingular fast terminal sliding mode controller is developed to obtain practical voltage control input for the flywheel drive control system. Finally, numerical simulations are carried out to validate the effectiveness of the proposed method.     

Considerations in the design and deployment of flexible booms for a solar sail

The majority of solar sailing missions utilise semi-rigid boom technology but this places limits on the possible size of the sail. Practical large sails may be constructed using flexible booms on a spinning satellite. The dynamics of the deployment of long flexible booms are investigated and limiting parameters discussed. Deployment strategies are proposed utilising active deployment and a means of passive deployment which requires no direct control of the deployment process. Practical insights into the design, testing and use of a flexible boom solar sail deployment mechanism is presented based on small scale experimental testing, discussing aspects such as boom winding and balanced deployment. Three novel deployment mechanism design concepts are developed; two passive mechanisms using rotational damping to retard the boom deployment and one active concept takes advantage of the forces produced by the spinning nature of the satellite to develop a compact deployment mechanism.     

柔索驱动式航天员虚拟微重力训练系统控制与实验

针对现有的航天员地面微重力训练设备存在成本高、单次训练时间短、模拟精度低等问题,提出了一种柔索驱动的航天员虚拟微重力训练系统。通过采样航天员对作业对象的操作力,控制柔索驱动虚拟物体(末端执行器)运动,使虚拟物体符合在微重力环境中的运动规律。建立了柔索驱动训练系统的动力学模型,分析了系统的特性。针对传统力伺服系统多余力对控制力精度影响较大且难以克服的问题,提出了一种使用弹簧产生柔索张力的并联柔索全位置型控制方法,并引入力/速局部反馈的控制策略。实验结果表明,系统克服多余力效果明显,可以获得较高的驱动力控制精度;虚拟质量在操作力作用下的运动符合在微重力环境中的运动规律,且有较高的模拟精度;系统稳定性良好,可以实现微重力环境中移动不同质量物体的虚拟作业训练。     

中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制

以往对中心刚体-柔性悬臂梁系统的主动控制研究多是基于零次近似模型和线性化模型进行的，而且认为零次近似模型为足够精确动力模型，但是已有研究结果显示出，零次近似模型在对系统动力学行为进行描述时存在某些局限性。本文采用一次近似模型对中心刚体-柔性悬臂梁系统的位置主动控制进行研究，其中控制律采用最优跟踪控制理论进行设计。仿真结果显示，传统的零次近似模型存在着失效的可能，最优跟踪控制方法能使中心刚体-柔性悬臂梁系统到达期望的指定位置，并可使系统的残余振动得到抑制。     

柔性空间结构时间-燃料多目标优化控制研究

针对柔性航天器的rest\|to\|rest机动问题,研究了基于最小时间-最少耗能的多目标优 化开环控制问题。提出了空间柔性结构最小时间-最少耗能的多目标优化控制模型;然后采 用非支配排序进化求解算法（NSGA-II）,对某柔性结构进行了多目标优化控制的分析设计; 通过典型算例证明了本文算法的正确性和有效性,并可应用于柔性航天器姿态机动控制器的 分析设计之中。