挠性航天器浮动质心动力学建模

为提高挠性卫星的姿轨耦合控制精度,针对挠性卫星的姿态动力学建模问题展开研究.采用有限元与牛顿力学相结合的方法,提出一套体现卫星真实质心的浮动运动的浮动质心模型及建立在卫星浮动质心上的高精度动力学模型.利用此模型描述挠性卫星的姿态运动状态,能够准确反映出卫星的姿态运动与轨道运动之间的耦合关系以及卫星附件的挠性振动对卫星质心位置、速度的影响,进而准确估计出在挠性卫星有姿态机动的情况下各动力学要素与动态性能指标受挠性振动的影响,为提高卫星控制精度提供依据.通过仿真计算可知,应用该模型对卫星姿态机动过程进行动力学仿真所得到的结果符合实际工程约束,具有良好的可行性.     

大型挠性航天器刚柔耦合动特性分析

为研究装载周边桁架式可展开天线的航天器在进行姿态调整时的动态响应特性,建立了航天器动力学模型,并对姿态调整过程的动态响应进行数值求解.首先建立由可展开天线、太阳帆板和中心平台组成的整星有限元模型并求出无约束边界条件下的固有频率和振型.通过有限元模型和Adams联合仿真建立航天器零次刚柔耦合动力学模型并求得姿态调整过程整星的位移和转角以及太阳帆板和可展开天线的动态响应.结果表明:整星的低阶模态特性主要体现在太阳帆板和天线连接杆的变形上,而天线结构无变形;航天器在进行姿态调整时,挠性部件在做大范围整体运动的同时发生显著的结构振动;航天器完成姿态调整后天线几何中心点在平衡位置附近继续振荡.     

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

针对挠性航天器三轴姿态同时机动时太阳帆板的振动抑制问题,提出了采用压电智能元件作为致动器的主动振动控制方法,基于Lagrangian方法和四元数参数化建立了航天器姿态动力学和运动学模型.利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了一种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的控制规律,使得在大角度姿态机动的同时能有效地抑制太阳帆板的振动;基于Lyapunov方法证明了设计的动态控制器能够保证姿态的渐近稳定性和模态振动的衰减性.将该方法的控制效果与PD控制方法进行了比较,仿真验证了所给出的控制方法的可行性和有效性.     

含铰间间隙太阳帆板展开动力学仿真

为了研究铰间间隙在太阳帆板展开过程中的影响,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立了间隙处的接触碰撞模型,同时采用Cou lomb摩擦模型考虑铰间间隙处的摩擦作用.并将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,对一单翼小卫星太阳帆板展开过程进行了数值仿真.研究了间隙撞击力的变化规律,分析了间隙对卫星本体姿态运动及帆板展开过程的影响.仿真结果可以较好地预测铰间间隙对卫星本体姿态运动及太阳帆板展开动力学的影响,对卫星姿态控制系统的设计和地面试验提供了参考和依据.     

基于PZT和脉冲调制控制的挠性卫星振动抑制

针对推力器作为执行机构的挠性卫星大角度姿态机动时帆板的振动抑制问题,提出了伪速率（PSR）调制式喷气控制与基于压电陶瓷（PZT）材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法．该方法的前者是采用传统的PD控制,利用四元数和角速度作为反馈信号,并基于Lyapunov方法证明了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减性;另外,为了减少推力器的非线性开关控制激起的挠性结构振动,采用PSR的准线性调制技术使推力器产生所需要的控制力矩的脉冲序列,从而实现大角度姿态机动控制;后者是通过设计正位置反馈（PPF）补偿器以增加结构的阻尼,进一步抑制挠性结构残余振动．数值仿真结果表明,该方法不仅能够使航天器完成对姿态的机动,而且能够抑制帆板的弹性振动．     

卫星太阳翼阻尼器参数选定方法

为了研究阻尼器参数（位置、数量及阻尼大小）在锁定过程中对锁定冲击力矩及帆板展开到位过程中对卫星姿态角的影响,在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用MSC.ADAMS动力学软件对太阳帆板展开过程进行了仿真分析,对展开过程中帆板之间的冲击力矩以及卫星姿态角变化进行了分析.结果表明：在连接架与帆板间施加单阻尼器可以有效地减小帆板...     

变质量挠性体动力学普遍方程(二)

将固体燃料运载火箭视为时变边界的挠性体能更精确地刻划其动力学行为:燃料的喷射伴随着质量和边界的变化,而边界的时变特性决定了火箭的质心位置和转动惯量张量时变特性及轨道与姿态运动强耦合作用.将挠性体与其外部的质量交换当做作用于时变边界上的表面力,采用连续介质力学中的平衡理论和分析力学中的变分原理对时变边界挠性体的动力学行为进行研究,建立了这类挠性体的动力学方程.将时变边界刚体作为时变边界挠性体的特例,列出了它的动量平衡律和动量矩平衡律,并得出如下结论:一般情况下挠性体的时变边界是难以确定的,因此必须对挠性体的时变边界作出某些简化才能得到其动力学问题的解.     

变质量挠性动力学普遍方程（二）

将固体燃料运载火箭视为时变边界的挠性体更能精确地刻划其动力学行为：燃料的射伴随着质量和边界的变化,而边界的时变特性决定了火箭的质心位置和转动惯量张量时变特性及与姿态运动强耦合作用。将挠性体与其外部的质量交换当做作用于时变边界上的表面力,采用连续介质力学中的平衡理论和分析力学中的变分原理对时变边界挠性体的动力学行为进行研究,建立了这类挠性体的动力学方程。将时变边界刚体作为时变边界挠性体的特例,列出了它的动量平衡律和动量矩平衡律,并得出如下结论：一般情况下挠性体的时变边界是难以确定的,因此必须对挠性体的时变边界作出某些简化才能得到其动力学问题的解。     

神经网络补偿的挠性卫星敏捷姿态机动

采用单框架控制力矩陀螺( SGCMG)作为主要执行机构,研究了挠性卫星的敏捷机动问题．首先,为 挠性卫星建立带有时变参数及模型不确定性的刚柔耦合动力学模型;配置控制力矩陀螺／飞轮混合执行机构 以满足敏捷卫星快速机动和高精度的任务需求．然后,设计积分型变结构控制律,并利用神经网络补偿器逼 近不确定项,消除卫星挠性耦合特性和模型不确定性对系统的影响,最后,对算法进行了仿真验证．结果表明 所设计的控制系统能够在执行机构不产生奇异的前提下,有效地抑制挠性附件的振动,使卫星在外界干扰及 模型不确定性的影响下,快速达到要求的指向精度和稳定度     

某挠性卫星姿态控制系统设计

文中研究对象是带有太阳电池阵和天线等大挠性附件且太阳电池阵驱动的对地观测卫星.抑制太阳电池阵和天线挠性振动及太阳电池阵驱动对星体姿态影响是系统设计的目的.为此,选用带宽隔离法、坎值滤波器法对附件振动进行抑制;同时,针对卫星特殊飞行姿态所导致的通道间惯性耦合,设计了解耦算法给予解决;设计了具有低通滤波特性的外环修正回路,消除惯性基准单元的漂移误差及安装误差.将设计结果应用于对象模型并加入所有误差源后,进行仿真验证,系统设计结果满足给定的指标要求并有较大裕度.