搜索结果: 1-15 共查到“知识库 航天器结构与设计其他学科”相关记录87条 . 查询时间(4.781 秒)
带有控制饱和约束的航天器交会输出反馈控制
航天器交会 输出反馈 输入饱和 滑模观测器
2019/3/15
针对航天器交会问题存在外部干扰和输入饱和的情况, 本文提出了一个输出反馈跟踪控制器. 仅利用测量得到的相对位置信息, 设计了一个滑模观测器用来估计相对角速度, 并根据该估计值设计了一个鲁棒反步控制律. 通过引入一个辅助系统, 对输入饱和情况进行了分析. 采用Lyapunov 稳定性理论, 证明了本文提出的该控制器能够保证位置和速度跟踪误差的一致有界性. 最后通过数值分析验证了所设计的输出反馈控制器...
航天器近距离交会对接过程中需要满足禁飞区, 对接走廊等约束, 否则会有航天器相碰或者损毁的风险. 本文 研究了一种基于线性二次型调节器树(linear quadratic regulator trees, LQR–Trees)反馈路径规划的安全交会对接的路径 规划与控制方法. 首先采用非线性规划算法(nonlinear programming, NLP)计算开环标称轨迹, 并应用局部线性反馈控 制...
针对空间臂捕获未知目标航天器后的控制问题, 本文提出了一种新方案. 基于动量的估计方法和递推最小二乘 算法在线估计组合式航天器的惯性参数, 并通过一种基于比例微分反馈的直接参数方法处理组合姿态控制系统, 此方法 给出了完整的参数化双反馈增益. 考虑到推力器的配置和配置矩阵的测量误差, 提出了具有多面体和多胞体形式摄动的 鲁棒控制分配方法. 最后, 数值仿真结果验证了所提方法的有效性.
基于动态滑模控制的挠性航天器姿态控制
挠性航天器 姿态镇定 动态滑模
2019/3/15
本文采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律. 首先, 建立了挠性航天器的数学模型. 其中, 挠性航天器的运动学方程采用姿态四元数描述. 然后, 通过引入动态切换函数, 设计挠性航天器的动态滑模姿态控制律. 该控制律能对滑模姿态控制律中由符号函数项引起的抖振进行抑制. 采用Lyapunov方法证明了所设计的动态滑模姿态 控制律能使闭环航天器姿态系统稳定. 最后, 通过数值仿真例子验证了...
转动惯量存在不确定性的挠性航天器滑模姿态控制
挠性航天器 转动惯量不确定性 姿态镇定 滑模控制
2019/3/15
在转动惯量存在不确定性时, 采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律. 由于挠性模态是不可量测的, 首先设计了一个部分状态观测器对挠性模态进行估计. 进而结合滑模控制方法, 提出了基于观测器的滑模姿态控制律. 采用Lyapunov 方法证明了在存在转动惯量不确定性时, 所设计的滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定. 最后, 通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.
具有随机多跳时变时延的多航天器协同编队姿态一致性
多航天器协同编队 随机多跳时变时延 姿态一致性 线性矩阵不等式
2019/3/15
针对存在随机多跳时变时延的多航天器协同编队的姿态一致性问题, 本文设计了可消除随机多跳时变时延影响并能够实现多航天器协同编队姿态角速度一致及姿态角有效跟踪的静态控制器. 首先基于有向图论推导出领航者-跟随者误差系统的动态方程, 然后通过构造合适的Lyapunov函数将误差系统调节器问题转化为了线性矩阵不等式解的存在性问题, 其次通过求解线性矩阵不等式完成了协同编队姿态控制系统的静态控制器设计. 理...
本文研究了非合作目标强迫绕飞过程中存在外部干扰和参数不确定性以及控制输入饱和约束下的航天器鲁棒姿轨耦合控制问题. 首先, 根据视线坐标系下的轨道动力学方程和本体坐标系下的姿态动力学方程, 建立了满足视线指向要求的航天器相对姿轨耦合动力学模型. 其次, 针对姿轨耦合模型, 基于反步法设计了具有抗饱和能力的鲁棒自适应姿轨耦合控制律, 其中利用抗饱和技术设计了饱和补偿器,并结合自适应方法对未知参数和扰动...
一种用于垂直降落重复使用运载器的缓冲器性能分析
垂直降落 油液-蜂窝式缓冲器 缓冲性能分析 稳定性
2016/7/26
以对称分布四腿支柱式垂直降落重复使用运载器为研究对象，基于一种新型油液-蜂窝式多级缓冲器，建立了计及地面弹塑性变形的运载器软着陆过程动力学模型，并给出了运载器着陆时的五种临界着陆工况。以前四种着陆工况为基础对多级缓冲器进行了缓冲参数协调分析，在此基础上以翻倒极限着陆工况为基础重点研究了多级缓冲器缓冲参数对着陆稳定性能的影响。研究表明多级缓冲器中油孔面积、活塞杆直径和阻尼阀调节弹簧预紧力等油液缓冲参...
为提升固体运载器整体性能，提出一种姿控载荷多约束的内外弹道联合优化建模方法。首先，建立固体运载器内弹道计算模型和外弹道计算模型，给出大风区和级间分离的姿态控制模型以及杆状减阻装置载荷计算模型。其次，以灵敏度分析方法选择出内外弹道设计参数作为优化设计变量，将姿控摆角需求、减阻杆承载能力作为约束条件，建立以射程最优为目标的优化模型。最后，将该方法应用在某三级固体运载器的优化设计中，以差分进化算法开展仿...
提出可构成双层环形桁架式可展开天线机构的可展开单元需满足的条件，设计出一种轻量化、高刚度曲柄滑块式可展开单元。建立单元特性综合评价指标，对7种可展开单元进行单元特性评价及优选。对优选出的可展单元的结构尺寸进行优化设计，获得了优化设计参数。设计了20m的大口径双层环形桁架式可展开天线机构，研制含弹性铰链的单层环形桁架式可展开天线机构与双层单元机构原理样机，对两种样机的展开功能和重复展开精度进行测试，...
应用航天器“振源系统—近场结构”一体化建模和分析方法，对点式分离火工冲击源的工作过程进行完整建模和数值仿真分析，提取星箭分离面的力函数。得到了高压气体和爆轰产物在腔体内往复运动、形成爆压双峰的运动规律以及关键结构件在爆压作用下往复运动与其它结构件撞击实现分离解锁的运动规律。在此基础上分析爆压载荷在分离螺母内部的传递机制，得到了星箭界面载荷由爆压载荷以及传递路径上的结构运动、撞击和材料内部压力衰减共...
Menter转捩模型在高超声速流动模拟中的改进及验证
高超声速流动 转捩模型 数值模拟 尖锥
2016/5/6
通过压力梯度参数和湍流普朗特数的修正，对Menter等构造的低速经验关系式转捩模型进行了改进，将基于局部信息的Menter转捩模型用于高超声速流动转捩数值模拟。在多个高超声速尖锥转捩流动模拟中，对改进后模型的可靠性进行了检验，算例考核了不同壁面温度、来流湍流度、流向压力梯度等多种流动条件。结果表明，数值计算和风洞试验的壁面温度、温度恢复因子和热流等符合得较好，修正后模型较好地模拟了转捩起始位置和转...
基于迭代修正方法的严格回归轨道设计
严格回归轨道 太阳同步回归轨道 冻结轨道 迭代修正方法
2016/5/6
通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系，推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法，构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性，构造了平均法求其解析近似，从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正，得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点，具有较高的回归精度。
非凸二次约束下航天器姿态机动路径迭代规划方法
航天器姿态机动 非凸二次约束 二次规划 评价迭代
2016/7/26
针对复杂约束下航天器姿态机动路径规划问题，首先描述和分析了航天器姿态机动过程中面临的动力学和运动学约束、有界约束、姿态指向约束，把姿态指向约束利用非凸二次型进行表述；其次从能量最优角度出发，将该约束机动问题归纳为非凸二次约束二次规划问题；然后引入线性松弛技术，将该问题转化成双线性规划问题，求出其中一个变量的凸包络和凹包络，降低求解复杂度，从而求出原问题的一个线性松弛。同时为了提高求解精度，提出一种...