带伸展柔性附件航天器的动力响应

推导了带伸展柔性附件航天器的时变系数动力学方程。对比了用刚性模型和柔性模型处理这类问题的区别,柔性模型的姿态角速度围绕刚性模型姿态角速度曲线振荡,因此用刚性模型可以近似地预测角速度的运动趋势。分析了附件自由振动和受简谐激励、脉冲激励时对航天器姿态的影响。指出了一些独特的动力学行为：齐次解的非瞬态特性、脉冲响应的渐强振动、简谐激励的非稳态特性、瞬时共振的延续和加强。这些特性的存在会导致航天器姿态的剧烈运动和附件的破坏     

一种挠性航天器的自适应姿态控制与振动控制

挠性航天器三轴姿态控制与振动控制需要处理复杂的姿态运动学耦合、动力学力矩耦合、挠性模态与刚体的动力学耦合,以及在轨航天器挠性附件的参数不确定等问题。基于频带分离方法分别设计了姿态控制器和振动控制器,其中的挠性附件振动对姿态的影响以时变干扰模型进行考虑。利用奇异摄动理论,设计了姿态控制器。该控制器由快速角速度环和慢速角度环两回路组成,采用具有较强抗干扰能力的积分型SDRE（State-Dependent Riccati Equation）控制器进行姿态指令跟踪。对于挠性振动,设计了独立模态控制的正位置反馈（PPF）控制器,通过对一阶控制器参数进行调节,使系统当存在结构不确定或参数变化的情况时仍能较好地收敛,保证了系统的鲁棒性。最后仿真表明了在干扰力矩下姿态的稳定性和振动的快速抑制。     

基于Tube的挠性航天器模型预测姿态控制及主动振动控制

针对大角度姿态机动的挠性航天器,将基于“管道”(Tube)的模型预测控制(Tube-based model predictive control, Tube-MPC)应用于挠性航天器的姿态控制中。首先,对不考虑扰动的挠性航天器的标称系统设计模型预测控制律,求解模型预测控制问题以确定飞行姿态角的标称轨迹。然后,针对带有扰动的挠性航天器的实际系统,将挠性附件振动和外部扰动作为复合扰动,设计辅助控制器使实际系统状态处于以标称轨迹为中心的Tube不变集内,驱使实际系统状态到达标称轨迹上,并沿着标称轨迹最终收敛于原点。基于Tube的模型预测姿态控制器在满足控制输入约束条件下能有效处理扰动,从而实现对姿态角指令的有效跟踪。同时,针对姿态机动过程引起的挠性附件振动,采用压电智能材料,设计了全阶滑模主动振动控制器。全阶滑模控制器可有效减少抖振,从而使挠性振动模态能够在有限时间内快速衰减。仿真结果表明,所设计的基于Tube的模型预测姿态控制器与全阶滑模主动振动控制器能有效地抑制挠性附件的振动和外界扰动,对姿态角指令有较好的跟踪性能。     

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。     

基于行波模型的航天器附件动力吸振分析

将航天器梁式柔性附件的振动作为波动研究，建立附件端点带单自由度动力吸振器的航天器行波动力学模型。根据附件的等效单自由度模型设计吸振器参数，以获得最优的减振效果。结果表明，动力吸振可明显降低附件弹性振动的峰值，改善姿态运动特性，同时，行波模型具有方便局部模型修改的特点。     

挠性航天器鲁棒反步自适应姿态机动及主动振动抑制

针对挠性航天器姿态机动及主动振动抑制问题,提出一种双回路鲁棒控制方法.首先,采用反步法结合自适应控制技术设计了姿态机动控制器,并基于Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性.其次,为了抑制挠性结构的振动,采用分布式压电智能元件作为敏感器及作动器,设计了应变速率反馈补偿器以增加挠性结构的阻尼,使振动能够很快衰减.仿真结果表明,所提方法在保证完成姿态机动任务的同时,能够有效地抑制挠性附件的振动.     

航天器太阳帆板伸展过程最优控制的粒子群优化算法

讨论航天器太阳帆板伸展过程中航天器姿态运动的最优控制问题。利用多体动力学方法导出带太阳帆板航天器姿态运动方程。在系统角动量为零的情况下,带太阳帆板航天器系统的姿态运动控制问题可转化为无漂移系统的非完整运动规划问题。在非完整运动规划中引入粒子群优化算法,通过控制太阳帆板伸展运动可同时获得航天器姿态的期望位形。数值仿真表明,该方法对太阳帆板伸展过程中航天器主体姿态控制是有效的。     

带挠性附件卫星刚柔耦合姿态动力学建模与仿真

研究了带挠性附件卫星姿态运动与附件弹性变形运动之间的耦合效应.在计及挠性附件变形位移场耦合作用的基础上,利用假设模态,采用Kane方法建立了卫星刚柔耦合姿态动力学一次近似模型.通过数值仿真,表明了本文模型比传统零次近似模型更能准确的预测星体的姿态运动和挠性体的动力学行为.     

单翼太阳帆板航天器非约束模态动力学建模及特性研究

针对中心刚体-单翼大挠性结构的航天器，建立了一种非约束模态展开的动力学模型。探讨挠性航天器非约束模态动力学建模及动态特性，首先利用哈密顿原理建立了挠性航天器动力学方程，然后进行了模态离散化，分别在约束模态和非约束模态下讨论相关的特征值问题，非约束模态采用瑞利里兹法，求解了单翼挠性航天器的特征值问题，最后进行了数值仿真，比较约束模态与非约束模态之间的差异，并用有限元软件进行对比验证，得到了随着太阳能帆板长度的增加，即刚柔惯量比的减小，非约束模态比约束模态更加贴近实际情况的结论。     

基于期望补偿的挠性航天器自适应鲁棒主动振动控制

针对一类粘贴有智能材料的挠性航天器进行大角度姿态快速机动中的姿态控制与振动抑制问题,提出了一种基于期望补偿的自适应鲁棒主动振动控制方法。该方法由路径规划、基于期望补偿的自适应鲁棒(DCARC)姿态控制器以及基于正位置反馈(PPF)的主动振动控制器组成。通过规划得到不易激起挠性附件振动的挠性航天器中心刚体角位置路径,利用DCARC姿态控制对规划的路径进行跟踪。采用基于期望补偿的自适应律使得回归量仅由期望路径信息计算,可减少测量噪声的影响。同时,针对机动过程中挠性附件的高频振动,采用多模态PPF主动振动控制器以增加附件阻尼。该方法不仅能提高挠性航天器大角度姿态快速机动中动态和稳态性能,而且可有效抑制挠性附件振动。数值仿真结果验证了该方法的有效性。