带挠性附件卫星的模型化及截断

本文给出了具有中心刚体和P个挠性附件的空间飞行器姿态动力学方程式,并用约束和非约束两种模态展开,得到时域求解的状态方程式和频域中的增广姿态角对控制力矩的逆传递函数阵。推导中考虑了挠性附件对中心刚体的相对运动。本文还给出了两种模态恒等式,其中之一可用来做控制系统分析时截断高阶方程式的截断准则。

末端带集中质量的可伸展挠性附件与航天器姿态耦合动力学分析

结构复杂的航天器带有几十米、上百米大型挠性附件,附件末端还带有大质量刚体。大型挠性附件在空中展开时,其伸展运动、弹性振动和航天器的姿态运动相互耦合。为研究附件伸展和振动对航天器姿态的影响并设计有效的控制器,有必要建立可伸缩挠性附件与航天器姿态耦合动力学模型。为此,利用动量矩定理推导出末端带集中质量的可伸缩柔性附件与航天器姿态耦合动力学方程,研究了带末端质量附件的伸展运动对航天器姿态及对附件挠性振动的影响。附件匀速伸展,用Runge-Kutta法对系统进行数学仿真,仿真结果表明:伸展过程姿态角误差增大,附件振幅增大,附件频率不断降低,并且末端质量越大时,在相同长度处附件频率越小,增加了控制的难度。对末端带集中质量的挠性附件和中心刚体进行主动控制能有效抑制挠性附件的振动,满足姿态角精度要求。

卫星挠性附件用黏弹性阻尼器试验研究

用黏弹性阻尼器对卫星挠性附件进行仿真和实验分析与探讨。基于环形约束阻尼层减振原理,设计低频振动抑制阻尼器,安装在挠性附件与星体之间,保证连接刚度并提供阻尼;建立挠性附件-阻尼器的有限元模型,通过模态和频响分析获得不同阻尼参数对结构低频振动抑制影响规律;进行减振试验研究,结果表明,施加阻尼器后系统在1.4Hz处共振放大比降低30%以上,阻尼器低频振动抑制效果良好。该结果对此类阻尼器的在轨应用提供工程设计参考。

带挠性附件航天器刚柔耦合动力学

针对有板式挠性附件的航天器,根据几何变形约束法引入有限元方法,用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明,在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大,忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。

带有挠性附件卫星的自适应内模控制

导出了带有“拍打”运动的挠性卫星数学模型 ,并指出模型的不确定性 ;给出了卫星姿态控制器的基本形式 ,并分析了控制器参数的选取准则以保证姿态控制系统的稳定性 ;进而利用在轨辨识在线修正控制器参数形成了卫星姿态的自适应内模控制器。分析和仿真结果表明 。

带三个挠性附件的充液陀螺系统的非线性运动稳定性研究

本文利用能量－－Ｃａｓｉｍｉｒ方法研究了带三个挠性梁充液陀螺系统在力矩状态下关于绕铅垂轴稳态转动的非一稳定性条件，该条件考虑了液体的涡旋、弹性梁的振动、陀螺主刚体的旋转以及流一弹－－刚之间的耦合，此外还考虑离心力与Ｃｏｒｉｏｌｉｓ惯性力的影。本文为带挠性梁的充液陀螺系统的运动稳定性设计提供了可靠的理论依据。

带有挠性附件卫星的自适应内模控制

挠性部件诱导的振动干扰有时严重影响大型卫星姿态指向和稳定度。为了保证姿态控制的高精度和高稳定度,本文导出了带有"拍打"运动的挠性卫星数学模型,并指出模型的不确定性;给出了卫星姿态控制器的基本形式,分析了控制器参数的选取准则以保证姿态控制系统的稳定性;进而利用在轨辨识在线修正控制器参数形成了卫星姿态的自适应内模控制器。分析和实验表明,本文提出的自适应内模控制器能够有效提高大型卫星的姿态指向精度和稳定度。

带可收缩挠性附件受控航天器稳定性分析

带可伸缩挠性附件受控航天器在附件收缩过程中可能因为收缩率设计不当导致系统不稳定,本文利用李亚普诺夫稳定性定理,推导出利用姿态角和姿态角速度反馈设计的PD控制律来实现可伸缩挠性附件在收缩过程稳定性控制的充分条件,对设计满足系统稳定性要求的收缩率和控制律具有指导意义。

带有可伸缩挠性附件航天器的姿态控制

根据特征模型的参数推算了系统实时的转动惯量,设计了基于转动惯量的黄金分割自适应控制器和逻辑微分控制器,将这两种控制器相结合对带有可伸缩挠性附件的刚体进行姿态控制,仿真结果与基于确知系统模型所设计的变系数PD控制器相比较,表明了该自适应方法控制一类时变系统的有效性。基于特征模型的自适应方法不需要知道系统具体的模型,具有很强的鲁棒性能,因此这种方法具有很重要的实际应用价值。

大角度机动下带挠性附件航天器转动惯量在轨辨识

针对大角度机动情况下带挠性附件航天器转动惯量在轨辨识的问题,提出一种将转动惯量参数估计和挠性附件状态估计相结合的并发递推算法。该算法以大角度机动情况下带挠性附件航天器的非线性动力学模型为基础,分别利用广义卡尔曼滤波做挠性附件振动模态的状态估计,最小二乘法做转动惯量的参数估计。最后通过并发递推算法将二者结合,完成了带挠性附件航天器的转动惯量参数辨识。为了提高算法的效率,采用一步最小二乘、多步广义卡尔曼滤波并发递推的算法。仿真结果表明,该辨识方法兼具高精度、高效率,并且算法有一定的抗干扰能力。

带挠性附件卫星转动惯量的在轨辨识

针对大型卫星的挠性附件振动会影响质量特性参数辨识精度和准确性的问题,提出了带挠性附件卫星转动惯量参数在轨辨识的递推算法。基于带挠性附件卫星动力学模型,导出了转动惯量参数辨识的最小二乘描述形式;与挠性附件振动模态估计的卡尔曼滤波算法相结合,提出了一种适用于带挠性附件卫星转动惯量参数辨识的并发递推算法。通过仿真算例验证了卫星挠性附件振动对转动惯量参数辨识的影响和文中递推算法的有效性。

带挠性附件的航天器结构-姿态耦合动力学

用Lagrange方程建立了基于混合坐标法的带挠性附件航天器结构-姿态动力学模型,对挠性附件结构的振动特性及其与航天器的耦合关系进行了理论分析,提出了航天器结构-姿态联合仿真分析的方法,并以某卫星天线为挠性附件结构,仿真分析了天线结构的振动特性及其对姿态控制系统的影响。结果表明:提出的航天器结构-姿态联合仿真方法能有效分析带挠性结构的航天器姿态控制系统性能,对航天器的结构工程设计和验证有一定的参考价值。

带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型研究

对带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型建立进行了研究。用混合坐标法建立带挠性附件的卫星的动力学方程,对挠性体的高阶模态作截断处理以简化模型。用小角度近似获得了以姿态角表示的刚体卫星线性化姿态动力学方程,给出了卫星姿态动力学方程状态空间方程,将卫星的挠性附件振动耦合作用作为一种外部干扰力矩叠加到线性方程中,建立了完整的带挠性附件三轴卫星姿态动力学方程的状态空间模型。以某带单翼太阳电池板的卫星作为算例,设计了基于状态空间模型的控制器,结果表明基于状态空间模型设计的高阶线性控制器能对具非线性时变特性的卫星进行有效控制,对帆板等挠性附件的振动有主动抑制功能。

带伸缩挠性附件航天器的自抗扰控制律设计

研究了利用自抗扰控制器设计带伸缩挠性附件航天器的姿态控制问题。根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动的特点,针对挠性附件伸缩条件下强耦合、强非线性模型进行了控制律设计。仿真结果显示,系统具有良好的动态、稳态性能和振动抑制能力。

带挠性附件航天器在轨质量特性辨识

考虑挠性附件的振动,研究了航天器在轨质量特性辨识问题。利用推力器产生激励,采用陀螺仪、加速度计和振动信号传感器作为敏感器,设计了模态滤波器提取各阶模态响应。通过交互迭代,设计了转动惯量和质心位置的辨识算法;根据加速度计原理,设计了质量的辨识算法。采用批量最小二乘法对算法进行求解。该算法适用于模态参数已知、任意初始状态航天器的质量特性辨识。仿真结果表明算法收敛速度快、辨识精度高。

有大型挠性附件的卫星姿态线性鲁棒控制器设计研究

针对有大型挠性附件的卫星高精度高稳定度姿态控制问题,提出了一种基于H_2/H_∞混合控制理论的控制器设计方法。为尽量减少控制器变量的影响以提高其性能,选择刚体卫星模型建立了控制模型,卫星三轴姿态解耦,基于H_∞方法分别设计了三轴控制器。引入三个输出量,考虑三者间关系,设计相应的加权系数,所得H_∞控制器在数学仿真中有较佳的控制效果。考虑实际工程中源于控制周期和执行机构非线性的大幅值高频干扰等因素,用两种方法进行改进:一是设计H_2/H_∞混合控制,抑制噪声的影响,减小输出力矩的振荡;另一是在控制器的速率输入端添加滤波器,防止转速飞轮的高频干扰力矩激发控制器或整个系统的振动。设计的控制器以被动振动抑制方法为基础,考虑现有星上单机的技术条件及速率闭环飞轮的输出特性,通过选择合适的性能输出和反馈信息,在较低的闭环控制系统带宽下实现了大型挠性卫星的高精度高稳定度姿态控制。由数学仿真给出了设计的控制器及其性能,仿真和半物理试验结果均表明设计的H_2/H_∞混合控制器的控制精度、稳定度和挠性振动抑制效果均明显优于传统比例积分微分(PID)控制器。

挠性附件卫星物理仿真技术及试验研究

文章就挠性附件卫星物理仿真技术及试验研究有关问题进行讨论,主要介绍仿真方法和部分仿真试验结果。

小卫星太阳翼铰链对挠性动力学方程耦合系数的影响

针对小卫星太阳翼机械系统产品选型时,展开机构的铰链类型、铰链刚度对卫星挠性太阳翼系统动力学方程中耦合系数影响规律不明确的情况,文章首先建立带挠性太阳翼的振动方程,给出使用动力学方程中的参量计算附件平动、转动耦合系数的公式;然后,基于小卫星常用的两种铰链类型以及铰链不同刚度,采用有限元法,对比相同卫星构型下铰链对太阳翼展开模态的影响;并获取相应的太阳翼振型、质量与质量元位置参数;最后,以某小卫星太阳翼为例,基于动力学方程中的耦合系数计算方法,采用输出参量与数据处理软件相结合方式,开展了不同铰链对耦合系数和铰链选型的影响分析。结果表明:文章分析的不同铰链、刚度的太阳翼结构参数以及耦合系数变化规律,对于铰链的设计和选型具有理论参考价值。

天基遥感中航天器挠性对成像区域的影响

针对遥感敏捷卫星机动模式对地成像观测,分析挠性附件振动对卫星成像区域和质量的影响。首先利用有限元法和拉格朗日法建立带挠性附卫星的动力学模型;然后通过星地几何法计算成像条带;最后分别选取太阳同步轨道和地球同步轨道,以两个对称的太阳能帆板作为挠性附件,给出数值仿真结果。仿真结果表明,卫星机动完成后,成像区域横滚方向与俯仰方向均偏差较大,导致成像区域错位;太阳帆板振动对成像区域的影响随着其振动减弱而减弱,并逐渐趋于稳定。卫星轨道高度越高,扰动对于卫星成像区域的影响越大,需要更长时间稳定自身姿态。