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针对挠性航天器利用柔性空间机械臂在轨操作目标进行分析.首先利用Kane方程和假设模态法对挠性航天器上安装有柔性空间机械臂的系统进行动力学建模.其次,采用修正的罗德里格斯参数描述机械臂末端相对服务航天器的姿态,利用五次多项式对机械臂末端的相对位置与姿态进行规划,并将目标航天器的相对运动进行补偿,基于雅克比矩阵的广义逆求解机械臂关节运动规律.然后,将反馈控制与扩张状态观测器结合,分别设计了航天器姿态稳定控制器和机械臂轨迹跟踪控制器.最后,对柔性空间机械臂捕获目标航天器以及安装模块的过程进行闭环数值仿真,结果表明,所设计的控制器能够使机械臂跟踪期望轨迹,同时使得航天器姿态趋于稳定,机械臂可以较高精度完成在轨操作. 相似文献
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针对可重构航天器需要考虑几何和性能双重约束的特点,为了充分发挥概念设计阶段具有较大创新空间的优势,提出了一种基于可视化模型的可重构航天器概念设计方法,给出了具有良好开放性和可扩展性的平台体系框架,搭建了具有高真实度交互界面和快速性能评估功能的可重构航天器概念设计平台,可实现不同可重构航天器构型的拼装。算例表明,所提出的概念设计方法可以满足可重构航天器的概念设计需求,搭建的平台能为可重构航天器概念设计方案论证提供条件保障。 相似文献
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为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器( Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。 相似文献
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二维二次太阳翼侧板展开将造成太阳翼驱动机构(SADA)产生反向转动。针对太阳翼侧板展开运动引起的太阳翼驱动机构反转问题,采用机电耦合分析方法建立了太阳翼驱动机构加断电两种状态下阻力矩方程,进一步基于单向递推组集建模方法建立了太阳翼侧板展开期间整星动力学微分代数方程组,分析了太阳翼驱动机构加断电状态下太阳翼二维展开运动对太阳翼和卫星安全的影响。研究表明:侧板展开期间太阳翼驱动机构位置处将会产生大角速度转动,危害太阳翼驱动机构线路安全,建议结合太阳翼驱动机构电路设计,合理选择太阳翼驱动机构加断电策略,并采取措施降低侧板展开到位时刻角速度。 相似文献
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针对新一代高集成度、高复杂度通信卫星系统应用背景,以通信卫星平台长寿命、高可靠设计需求为牵引,提出一种基于系统理论事故模型与过程(STAMP)的系统级潜在故障识别与分析方法,在总体设计早期即提出对卫星平台各分系统的可靠性设计需求。以某地球同步轨道(GEO)通信卫星为例介绍该方法,通过构建系统控制逻辑架构自上至下地分析潜在的不安全控制过程,通过检查控制与反馈回路的各环节确定故障发生场景,提出对控制过程的约束条件以消除或降低故障发生的可能,最终形成有针对性的分系统可靠性设计需求。 相似文献
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