柔性航天器次优鲁棒调节器设计

本文考虑星载转动部件在工作时,柔性航天器的振动抑制问题。首先对转化后的带两帆板航天器的模型设计反馈调节器;接着借助Sylvester矩阵方程的参数化解法,给出调节器增益矩阵的完全参数化表达;最后以自由参数为自变量,给出调节器增益矩阵梯度方向的次优解,得到次优鲁棒调节器。数值结果证明了本文方法的有效性。     

Fault diagnosis using robust cascade observers with application to spacecraft attitude control

This paper proposes a new gyro and star sensor fault diagnosis architecture that designs two groups of cascade H∞ optimal fault observers using LMI for spacecraft attitude control systems.The basic idea of the approach is to identify the gyro fault to good effect first and then makes a further diagnosis for the star sensor based on the former.The H∞ optimal fault observer in design has the robustness with respect to model uncertainties and diagnosis uncertainties.Its robustness to unknown inputs is as a special study in frequency domain.Finally,simulation results demonstrate the effectiveness and feasibility of the proposed control algorithm.     

基于自适应滑模方法的航天器位置与姿态控制

为了解决存在参数不确定和外干扰的航天器位置与姿态控制问题,提出一种自适应滑模控制方法.该方法用于控制航天器的位置和姿态,确保航天器执行位置与大角度机动,完成捕获和移除大空间目标的任务.提出的控制算法无需不确定的界,比传统的滑模方法容易实现.Lapunov分析表明,设计的控制器保证了位置与姿态的渐近跟踪.最后,将该方法用于航天器的位置与姿态控制,仿真结果验证了方法的有效性.     

航天器自主姿态控制的正规矩阵设计方法

为满足航天器自主系统的在轨重设计及对重设计结果进行评估的要求,研究了姿态动力学自然特性以及基于结构特性的姿态控制设计方法。证明了挠性航天器姿态动力学传递函数矩阵的正规性,并对惯量矩阵的对角优势性进行了分析。将这两个特性应用于姿态控制设计,分别得到了乘性摄动和逆加摄动不确定性描述下的鲁棒稳定条件。给出了姿态控制的正规矩阵设计方法,而且设计结果的鲁棒性容易检验,适合在自主航天器中应用。对这两种鲁棒稳定条件的比较表明,逆加摄动下的结果可以更好地兼顾各回路的性能要求。     

一种航天器异常检测案例关联方法

针对航天器异常检测系统中故障案例作用发挥不明显的问题,基于异常检测规则知识和故障案例,设计了一种关键词提取模式和全新的关联引擎,在航天器异常检测结果和故障案例之间建立了一种快速的关联机制,充分发挥了航天器异常检测系统中关联案例在故障识别、故障定位方面的作用。应用实例表明,该方法具有关联故障案例全面、数据处理运行高效的特点。     

Distributed finite-time tracking for a team of planar flexible spacecraft

The paper presents a distributed finite-time controller for multiple under-actuated spacecraft with flexible appendages to track a virtual leader with stationary states under an undirected communication graph. Each spacecraft of concern is simplified as a free-floating hub-beam system, which is an under-actuated Euler-Lagrange system by nature since only the hub is driven. In the undirected communication graph, it is assumed that only one spacecraft can receive the information from the virtual leader. A distributed finite-time control law is presented for such a multi-agent system. The closed-loop system is proven to converge to the desired states within a finite time via Lyapunov theory and homogeneous method. Finally, a comparison is made between the proposed controller and the PD controller to show the better performance of the proposed controller.     

基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析

月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿真分析,研究了结构响应对软着陆腿着陆冲击性能的影响。结果表明:该瞬态动力学分析模型的缓冲器能量吸收、缓冲行程和探测器机体加速度响应峰值等分析结果与实验符合较好;2级蜂窝缓冲软着陆腿着陆过程中,当第2级蜂窝开始压缩时探测器机体加速度响应最大;软着陆腿结构柔性变形及储能导致了软着陆腿着陆性能恶化。     

空间运输系统模块化方案设计

由于不同航天器功能不同,其平台构型和产品组成均不相同,货物运输航天器由于货物种类不同,也难以通过单一平台实现,空间运输航天器在研制成本、研发周期和可靠性方面劣势明显;针对上述情况,汲取美国、欧洲、日本、俄罗斯空间运输系统的模块化设计思想,在分析空间飞行器对载人往返运输、物质补给运输多任务需求的基础上,提出在当前飞行器基本构型上发展系列空间运输航天器的思路;开展了该系统的标准模块、标准舱段的识别,提出了满足不同功能和性能的载人运输、物资运输、可返回运输等任务的模块配置和舱段组合方案,目前已初步应用于某型号航天器研制工作,可实现降低成本、缩短研发周期、提高可靠性的空间运输。     

基于虚拟样机技术的导弹垂直发射过程仿真

利用虚拟样机技术(VPT)建立了导弹垂直发射过程的动力学仿真模型。详细论述了垂直发射系统的组成、模型的简化和动力学仿真的研究方法。对不同工况下的发射过程进行动力学分析,获取了导弹发射阶段的弹道和姿态参数,分析了各部件的配合协调性和干涉情况,验证了导弹垂直发射的安全性。     

载人航天器微量污染净化装置温度控制研究

催化氧化器是载人航天器中的微量污染净化装置的一个重要组成部分。提出了一种新型自整定模糊 控制器控制催化氧化器工作温度,它采用在线Bang唱bang方法获得系统特性,利用所提出的整定公式计算出模糊 控制器的输入输出因子,将这些比例因子与标准查寻表结合,实现了自整定模糊控制器的设计。