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李勇 《控制工程(北京)》1996,(2):6-12,19
本文研究一类挠性航天器平面大角度旋转机动的控制问题,考虑构形为中心刚体带挠性梁的航天器,基于系统的非线性无穷维模型,只利用对中心刚体旋转角和角速度的测量数据,设计了一种模糊跟踪控制方案,并证明了闭环系统的渐近稳定性,数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。 相似文献
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本文研究在控制器能量受限条件下,一类挠性航天器的姿态控制问题。考虑刚笥主体上带有挠性梁的航天器,并假定系统在一平面内作旋转运动。本文针对航天控制工程中执行机构的工作模式,基于系统的地 维模型,设计了简单易行的变结构控制方案,并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。 相似文献
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本文研究全系数逢适应控制方法在挠性航天器大角度机动控制中的应用。针对中心刚体带挠性板的航天器,设计了包括黄金分割控制、逻辑微分控制和逻辑积分控制的全系数自适应控制方案,并进挠性结构卫星单轴气浮台全物理仿地具实验。 相似文献
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研究一类构形为中心刚体带挠性梁的航天器的平面大角度快速机动控制问题.推导
了系统的非线性无穷维模型,设计了一种只利用中心刚体旋转角和角速度测量数据的模型跟
踪控制方案,基于无穷维空间的LaSalle不变原理,证明了相应闭环系统的渐近稳定性,并给
出了物理实验结果验证所设计的控制算法的有效性. 相似文献
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针对挠性航天器存在动力学参数不确定性以及三轴非线性强耦合的特点,提出了一种基于余弦函数路径规划的姿态自适应控制方法。首先,分析挠性航天器动力学模型,给出了其姿态控制系统的总体结构;然后,为有效抑制挠性附件振动对控制性能的影响,设计了一种余弦角加速度姿态路径规划方法对指令信号进行柔化,以减少指令信号中的高频成分;最后,将柔化指令信号作为控制系统的期望输入信号,并采用基于多输入多输出特征建模理论,设计了姿态自适应跟踪控制器。通过MATLAB/Simulink仿真,验证了所提姿态控制策略的有效性。 相似文献
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由于燃料消耗和柔性部件展开等原因,挠性航天器的姿态动力学方程存在着参数的不确定性,因此,研究参数不确定TS模糊系统的鲁棒控制器设计方法,并将其应用到平面机动挠性航天器的姿态机动控制问题.将参数不确定TS模糊系统描述为TS模糊区域模型,根据PDC原理设计了模糊区域控制器,并用分段Lyapunov法证明了模糊控制系统的全局... 相似文献
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本文研究一类附件作大角度、快速机动航天器的动力学与控制问题。建立了该系统的矢量动力学方程。在俯仰平面内,结合运动学方程得到一组标量方程。把角速度二次项当作干扰,分析了系统的动力学特性和干扰的低频性质。设计了黄金分割自适应控制律,仿真表明星体的姿态和姿态角速度、附件的跟踪都具有很好的控制效果。 相似文献
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本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法. 首先, 采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型, 分析了存在的控制约束和角速度约束. 在此基础上, 设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法. 由于挠性模态不能直接测量, 内层设计了模态观测器, 并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入. 随后, 外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径, 该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态, 通过跟踪该路径, 航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置. 通过构造合适的李雅普诺夫函数, 严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性. 最后, 仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力. 相似文献
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可伸缩挠性结构的稳定性研究 总被引:2,自引:1,他引:1
张洪华 《控制工程(北京)》1996,(6):1-6
本文研究一类可伸缩挠性梁结构的稳定性,主要结论有:一般可伸缩挠性梁结构的动力学可由耦合了刚性的姿态运动,挠性体的振动和梁的伸缩运动的混合偏微分方程和常微分方程描述;结构振动与转动能量的耗散与积聚取决于梁的伸缩运动,在伸展过程系统的能量被耗散,在收缩过程系统能量被积聚;在平台保持过程系统能量维持不变;因此,梁的伸展过程是稳定的,梁的收缩是不稳定的,而梁的平台保持过程是临界稳定的。 相似文献
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充液柔性航天器非线性姿态动力学及再定向姿态机动 总被引:2,自引:1,他引:2
岳宝增 《动力学与控制学报》2010,8(1):74-79
研究全充液柔性航天器大角度姿态机动中非线性姿态动力学及姿态再定向问题.采用Lagrange方法推导了液-柔耦合系统动力学方程并对系统进行了相空间动力学研究.由于能量耗散及柔性附件振动对系统产生扰动并由此引起混沌姿态运动,经历姿态转换后的航天器最终姿态定向不能预先确定.本文研究表明,通过一对互为反向的脉冲推进可以完成预期的姿态再定向机动.给出了实现姿态再定向机动的控制策略,并对控制前后的姿态本体轨迹及主角动量分量时间响应历程进行了数值仿真. 相似文献
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讨论了充液航天器大角度姿态机动自适应非线性动态逆控制设计.推导了航天器-液体晃动耦合系统动力学方程.采用单摆等效力学模型对液体燃料晃动进行动力学建模.由于充液航天器控制系统的强耦合非线性,故采用神经网络构造系统的自适应非线性动态逆控制器.通过实际算例对该控制器的跟综性能进行了测试,结果证明该自适应非线性动态逆控制器在包... 相似文献
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本文研究了具有时滞的线性不确定系统的鲁棒稳定性问题。利用矢量不等式的方法和Lyapunov稳定性原理,给出了不确定时滞系统鲁棒稳定的充分条件,最后以挠性航天器为例验证方法的有效性。 相似文献
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本文研究了带有超大型挠性附件的卫星的姿态控制问题.关于挠性航天器振动抑制与姿态控制,绝大多数已有的控制方法都是针对某一单一指标提出的.然而工程上要同时兼顾精度、快速性、平稳性、挠性部件的振动抑制以及各种鲁棒性,因此挠性航天器的姿态控制系统设计实际上是一个典型的多目标设计问题.本文针对具有超大挠性网状天线卫星的俯仰通道姿态系统,提出了一种基于输出反馈的鲁棒极点配置的参数化多目标设计方法.首先给出了系统能控与能观的充分必要条件,然后给出了动态补偿器以及特征向量矩阵的参数化表达,并在此基础上进一步对自由参向量进行了多目标优化,使得控制系统具有:1)配置到期望区域的极点; 2)较低的特征值灵敏度;3)较强的高阶未建模动态抑制能力; 4)尽可能小的控制增益.最后,本文根据卫星工程参数进行了控制器设计与仿真验证,仿真结果表明本文提出的方法可以在动态响应、高阶未建模动态抑制能力、控制量峰值等方面优于传统的PID控制器. 相似文献
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航天器动力学环境试验综合测试系统的设计 总被引:2,自引:0,他引:2
航天器在发射之前必须经过严格的地面条件验证;其中,航天器的动力学地面环境模拟试验对其顺利完成任务具有非常重要的意义;在航天器的动力学环境试验中,数据采集设备起着非常重要的作用,介绍了航天器动力学环境试验综合测试系统研制的目的、系统工作的原理、构成、硬件结构的研制以及解决的关键问题;最后的结果表明,这套系统完全可以满足航天器动力学地面试验的任务要求。 相似文献
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基于飞轮的欠驱动航天器姿态控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
在以飞轮作为姿态控制执行机构的航天器中,如果部分飞轮发生故障而使得航天器欠驱动时,姿态控制性能会急剧下降.本文对两个匕轮的刚性航天器,研究了姿态控制问题.在零动量的假设下,利用Backstepping方法,为欠驱动姿态控制系统设计了一个新型的姿态控制器.设计过程分两步进行:首先,根据姿态运动学模型,设计出可使航天器姿态全局渐近稳定的控制角速率;然后,根据姿态动力学模型,得到使航天器姿态全局渐近稳定的控制力矩.该控制器为非连续控制器,可使航天器姿态误差全局一致渐近收敛为零,并使系统具有良好的动态性能.计算机仿真表明,本文所设计出的控制器是可行的. 相似文献