大型挠性充液卫星的动力学模型

研究了带有多个挠性附件和液体燃料贮箱的中继卫星系统的动力学建模问题。给出了微重力下小幅线性晃动等效模型基本参数 ,用混合坐标法描述中继卫星系统的构形 ,利用虚功原理推导出的矩阵形式的中继卫星动力学模型简洁且具有一般性 ,适用于许多开链飞行器系统。

大型充液卫星在轨模式识别

提出了大型充液卫星在轨模式识别的方法 ,通过大型充液卫星在轨飞行试验确定液体晃动阻尼 。

应用能量－Casimir方法研究充液卫星系统的运动稳定性

利用能量－Ｃａｓｉｍｉｒ方法研究了带４个挠性粱的充液卫星系统在无外力矩状态下，关于绕铅垂轴稳态转动的非线性稳定性条件，该条件考虑了液体的涡旋、弹性梁的振动、卫星主刚体的旋转以及流－弹－刚之间的耦合，此外还考虑了离心力与Ｃｏｒｉｏｌｉｓ惯性力的影响。推广了Ｒｕｍｊａｎｔｓｅｖ和Ｍａｒｓｄｅｎ的部分结果，为带挠性粱的充液航天器的运动稳定性总体设计提供了可靠的理论依据。

大型充液卫星在轨模式识别

本文首次提出了大型充液卫星在轨模式识别的方法,通过大型充液卫星在轨飞行试验确定液体晃动阻尼,为控制系统设计中确定晃动阻尼提供最可靠的依据。

大型挠性充液卫星自适应PID智能控制技术研究

本文介绍了以新一代静止轨道三轴稳定卫星平台为研究对象的大型挠性充液卫星自适应PID智能控制方案。自适应PID智能控制继承了 PID控制器的优点.在PID控制器的基础上增添了模态参数智能自主在轨辨识、自适应滤波器参数自主确定,从而使自适应PID智能控制的鲁棒性、可靠性、安全性显著增强,即使帆板挠性或液体晃动等模态参数超出预定指标范围,也可以自主地智能地消除可能出现的姿态振荡。

部分充液卫星的非线性稳定性和动力学分析

针对简化了的部分充液卫星模型,分析了系统的非线性稳定性,指出了系统发生Hopf分岔的临界参数,并用中心流形方法研究了其稳定性.最后,通过相平面轨迹和基于最大Lyapunov指数的参数图,分析了系统的非线性机制.

挠性充液卫星姿态动力学建模研究

为了研究带重力梯度杆的充液卫星姿态动力学 ,利用带端质量的等效悬臂梁模型及液体晃动的等效力学模型 ,即一组球面摆和一个轴对称圆盘 ,建立了挠性充液耦合的卫星姿态动力学方程。根据某微小卫星的具体参数 ,利用多变量控制系统极点配置选取了 3个反作用飞轮的控制率 ,通过数值仿真计算 ,得到了刚柔耦合及挠性充液耦合卫星姿态角的变化规律。仿真结果表明 ,采用三轴反作用飞轮控制方法 ,并对挠性振动进行动态补偿 ,可以改善姿态控制精度 ;

微重时矩形容器内静液面形状迭代法数值分析

本文由力学平衡方程导出了微重时矩形容器内静液面方程：通过变换，导出了求解静液面形状的迭代公式：使用计算机得出了数值结果：绘出了静液而形状：分析了算法特点。

微重时矩形容器内液体自由晃动等效力学模型

研究微重环境下矩形容器内液体晃动动力学， 用付氏级数展开法， 得到液体自由晃动的频率与速度势． 用力的等效原理建立了液体自由晃动弹簧振子阻尼器等效力学模型，

微重时睡圆柱内静液面形状分析

本文由力学平衡方程导出了微重时睡圆柱内静液面方程；接着推出了边界接触角条件．最后使用Ｒｕｎｇｅ──ｋｕｔｔｅ法在计算机上得出了数值结果，绘出了静液面形状曲线。