带挠性帆板航天器热诱发姿态运动分析

针对带挠性帆板航天器简化模型建立了帆板受到突加热流时的拉格朗日能量方程,将帆板的准静态位移分解为空间函数与时间函数的乘积,采用扩展的假定模态法,推导了系统的动力学方程.指出温度差是引起姿态变化的扰动源,分析了热时间常数及温度差等参数对姿态的影响.从频域出发,分析热引起的扰动力矩对航天器姿态控制系统的影响.数值仿真结果验证了分析的正确性.

卫星挠性帆板热诱发姿态扰动分析

针对带挠性帆板的卫星模型,分析了帆板在热作用下产生的准静态位移,并基于热-结构耦合分析建立了帆板受到突加热流时系统的动力学方程,采用加权余量法求解系统方程的近似解,从而得到帆板的运动及其引起的卫星姿态扰动。分析了帆板运动的稳定性,指出帆板阻尼系数、太阳照射角以及帆板的结构响应时间和热响应时间之比等参数决定了帆板的稳定性。数值仿真给出了帆板的运动特性及引起的姿态角误差,根据帆板运动的稳定判据,仿真结果给出了以系统参数为坐标的帆板运动稳定域。

带挠性帆板的双自旋卫星姿态稳定性分析

本文用假定模态法把原混合动力系统离散成多自由度系统。由R0uth方程推出非循环坐标系统方程,根据稳定性定理推出系统稳定性判据。由此分析了挠性帆板和内部转子对稳定性的影响。

挠性太阳帆板驱动控制系统研究

主要研究了挠性太阳帆板的闭环驱动控制问题.利用挠性结构的模态恒等式,获得了广义状态空间形式的挠性太阳帆板驱动动力学方程.基于Lyapunov方法,设计了基于输出反馈的PD控制器,并根据广义系统理论讨论了闭环系统的正则性和无脉冲性,以确保控制系统是允许的.数值仿真验证了闭环控制算法的有效性并与开环控制进行了比对.最后进行了总结并提出新的研究问题.

大型挠性太阳帆板的闭环驱动控制技术研究

针对大型航天器配备大惯量、大挠性太阳帆板的背景需求,为提高帆板跟踪控制精度,并减少帆板角运动耦合到航天器本体的力矩,考虑帆板挠性、齿轮减速器间隙和摩擦力等工程要素,建立了刚挠系统耦合动力学模型,研究了比例积分微分(PID)控制律+挠性抑制滤波+摩擦力矩前馈补偿的综合控制策略。数学仿真结果验证了该控制策略的可行性,实现了大挠性帆板的高精度控制,有一定的工程应用价值。

含热诱发扰动的挠性卫星L_1自适应控制

为了揭示挠性帆板的热诱发运动机理及其对卫星本体姿态机动的影响,采用拉格朗日能量法建立了主刚体带挠性梁模型受到突加热流时系统的动力学模型,分析了帆板热诱发运动的特性。假设系统的模型参数未知,设计了L1自适应控制器,仅卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈量,将帆板热致振动和变形作为未建模动力学特性,实现卫星考虑帆板热扰动力矩的快速姿态机动控制。数值仿真结果表明,环境温度突然变化引起的帆板运动包括准静态变形和振动两部分,同时引起的姿态误差也包括常值偏差和姿态振动,所设计的控制器在系统考虑热引起的扰动时仍可以有效地实现卫星的快速姿态机动,且系统各阶挠性模态稳定,参数估计收敛。

植入形状记忆合金丝的帆板的主动控制

本文以植入SMA的航天器的挠性帆板为研究对象,建立了其动力学模型及主动振动控制方程。编制程序对植入SMA丝的帆板在受迫振动情况下的最优主动控制进行了计算,并对结果进行了分析。仿真结果表明,这样的控制规律有效抑制了帆板的振动。

挠性卫星的姿态控制算法

传统的卫星姿态控制算法未考虑到挠性部件对卫星本体姿态的影响(例如太阳能帆板的振动),为削弱这一不利影响,基于对卫星三轴姿态控制的研究,本文建立了卫星的数学模型并设计了一种考虑了挠性附件影响的PID控制系统。最后对PID控制器进行了MATLAB仿真,仿真结果表明,该PID控制系统对具有挠性附件影响的卫星的姿态有很好的姿态控制效果。

基于变分模态分解的复杂航天器姿态扰动分析

以复杂航天器姿态控制系统为研究对象,在考虑航天器配置挠性帆板和充液贮箱的复杂情况下,对姿态控制系统闭环中由于帆板挠性和液体晃动产生的干扰力矩进行特性分析。基于虚功率法建立复杂航天器整体动力学方程,同时建立帆板振动和液体晃动动力学方程;采用相平面控制律完成复杂航天器姿态闭环控制仿真,对帆板挠性和液体晃动产生的干扰力矩进行数据采集;基于变分模态分解法对扰动力矩时域数据进行时频分析得到其扰动特性,为后续扰动抑制算法的设计提供理论基础。通过数学仿真结果表明该方法的适用性和准确性。