一、Spacecraft motion analysis about rapid rotating small body（论文文献综述）
王倩[1]（2020）在《小卫星编队轨迹规划与控制方法研究》文中进行了进一步梳理近几年稀疏孔径传感和恒星干涉测量等技术愈发成熟,是合成孔径雷达（SAR）卫星编队研究热点之一。通过SAR卫星编队可实现地面移动目标识别、增强图像分辨率、获得高程数字模型等。小型化、高分辨率、宽测绘带是未来SAR卫星编队的发展方向。SAR卫星可通过适当的阵列使系统成本降到最低,其分布式编队结构在空间系统设计上具有变革性创新。因此,针对SAR卫星编队问题,本文主要研究内容如下:考虑J2摄动以及主星轨道要素随时间的变化,建立较为精确的非线性动力学模型,并分析线性C-W方程和非线性模型的周期性相对运动和能量匹配运动。基于序列凸优化方法解决多卫星编队队形重构轨迹规划问题,利用中心法、串行去中心法和并行去中心法凸化重构过程涉及的碰撞规避约束,并对比小型编队和大型编队的计算时间和燃料消耗情况。仿真得出,对于大型编队问题,并行去中心法的求解时间最短,燃料消耗最少。为缓解卫星之间的通信负担,减少对偶变量维数,基于对偶分解法设计了分布式卫星编队系统。针对对偶分解中心法求解时间长,对偶变量维数大的问题,将编队设计为分布式系统,减少计算时间与对偶变量维数,减轻卫星通信压力。为减弱外界干扰对编队队形精确保持的影响,设计了基于趋近律的滑模控制器和快速终端滑模控制器,并利用饱和函数和继电特性的连续函数抑制基于趋近律的滑模控制器产生的抖振。仿真结果显示终端滑模控制和饱和函数抑制抖振的效果更加明显。
刘将辉[2]（2019）在《航天器相对翻滚目标近距离姿轨控制方法研究》文中认为对失效航天器的在轨修复是当前航天领域的热点问题,而航天器相对翻滚目标近距离姿轨控制是其中的一项关键技术。失效航天器由于没有姿态控制,一般表现为在轨道上自由翻滚,而这为近距离操作带来巨大挑战。论文以此为背景,开展航天器相对空间翻滚目标近距离姿轨控制方法研究。论文主要成果如下:1.针对相对翻滚目标的绕飞与悬停控制问题,分别提出了强迫绕飞控制策略、基于模糊和基于非奇异终端滑模的悬停控制方法。（1）提出了对翻滚目标航天器强迫绕飞的控制策略。将追踪器对目标器的绕飞问题转化为视线瞬时旋转平面内的二维控制问题。采用滑模控制器对视线方向和垂直视线方向的运动进行了控制。（2）采用模糊控制方法实现对翻滚目标的任意位置悬停。推导了追踪器在目标器轨道坐标系中的标称悬停位置和标称悬停速度。将悬停问题解耦为三个通道的二维模糊控制问题,并以某一通道为例进行Mamdani型模糊控制器设计。（3）采用自适应非奇异终端滑模控制方法实现对翻滚目标的悬停。建立了非线性的六自由度耦合的一体化动力学模型。设计了自适应非奇异终端滑模控制器。用自适应调整法来克服系统模型不确定性和外部干扰的影响,不确定性和外部干扰的界限不需要提前知道。2.针对相对翻滚目标的逼近策略问题,分别提出了增广比例导引律、LQR和姿轨一体化控制方法。（1）提出了增广比例导引律控制方法以实现对翻滚目标的逼近。在追踪器视线旋转坐标系上建立了追踪器与逼近点的三维相对运动方程。基于反馈化控制思想,在传统真比例导引律基础上引入对逼近点视线方向的控制,追踪器按照指数衰减的方式对沿逼近点视线方向进行逼近。（2）采用LQR方法实现对翻滚目标的逼近。在目标器轨道坐标系上推导了追踪器以及目标逼近点的标称位置和标称速度。基于线性二次型最优方法（Linear Quadratic Regulator,LQR）设计了LQR控制器。（3）提出了对翻滚目标逼近的姿轨一体化控制方法。考虑逼近过程的安全性,设计了追踪器的标称轨迹,采用指数减速方式对失控翻滚目标航天器实施逼近。综合考虑外部干扰、系统不确定性,设计了自适应非奇异终端滑模控制器并给出了系统的稳定性证明。3.针对相对翻滚目标的安全逼近问题,分别提出了椭圆蔓叶曲面势函数和球面势函数制导方法。（1）提出了基于椭圆蔓叶曲面势函数的安全逼近与避障制导方法。将翻滚目标逼近的安全与躲避障碍物问题转化为动态环境的路径规划问题。根据状态误差设计了吸引势函数。在逼近的最终逼近段设计了椭圆蔓叶线的安全走廊。将障碍物假想为具有一定半径的球体,基于高斯函数法设计了障碍物势函数。（2）提出了基于球面势函数的安全逼近与避障制导方法。由椭圆蔓叶曲面势函数构建的安全域属于半安全域。在半安全域分析的基础上,根据全安全域的任务要求设计球面全安全区和锥面安全走廊。4.设计了航天器相对翻滚目标近距离运动控制的地面悬吊实验方法。（1）搭建了基于悬吊式重力补偿系统的地面实验平台。其工作原理是借助随动平台吊索的恒拉力,用于抵消实验航天器所受的重力,模拟航天器的太空失重环境。（2）设计了地面动力学实验控制方案。首先,根据相似性理论推导了悬吊缩比实验的比例因子。其次,设计了地面相对位置和相对姿态控制策略。最后,进行了追踪模拟器相对翻滚目标模拟器的近距离运动控制实验。
柴利鹏[3]（2019）在《带大惯量旋转载荷的卫星平台不平衡力矩在轨估计》文中指出随着卫星承担的空间任务要求的不断提高,在轨稳态运行的三轴稳定卫星往往带有各类旋转载荷。针对带有大惯量旋转载荷的卫星,为了提高该类卫星的姿态控制精度,需要开展对大惯量旋转载荷不平衡特性的研究,分析卫星平台与大惯量旋转载荷之间的耦合关系,进而采取有效的估计算法对旋转载荷旋转引起的不平衡干扰力矩进行在轨估计。本论文的主要研究内容如下。针对大惯量旋转载荷进行建模,分析旋转载荷静动不平衡的本质,明确不平衡力矩的主要影响因素;考虑卫星在轨工作时旋转载荷匀速旋转的情况,将旋转载荷转动时的不平衡力矩视为外加干扰,推导简化后的卫星姿态动力学方程,进而采用多刚体姿态动力学建模方法,推导考虑耦合影响的卫星姿态动力学方程。通过数学仿真对基于两种模型的不平衡干扰力矩进行对比可知,考虑耦合影响的卫星动力学模型更能体现该类卫星的动力学特性。针对卫星在轨正常工作姿态稳定的工况,在卫星动力学状态空间方程近似线性化处理的基础上,将旋转载荷的不平衡干扰力矩视作加在卫星平台的一个未知输入向量,采用了基于非线性跟踪微分器的未知输入观测器。通过在未知输入观测器中加入非线性跟踪微分器来代替对卫星姿态信息的直接求导,改善了未知输入观测器的性能,抑制了敏感器的测量噪声对估计结果的影响。针对卫星姿态机动时动力学的非线性特点,在二阶卡尔曼滤波的基础上引进基于非线性系统的扩展卡尔曼滤波算法,推导了二阶扩展卡尔曼滤波算法（TSEKF）,使之适用于卫星姿态机动工况下的旋转载荷不平衡力矩的估计。通过数学仿真,验证了TSEKF算法在卫星姿态机动工作下对不平衡力矩进行估计的有效性。同等噪声条件下,通过二阶扩展卡尔曼滤波对不平衡力矩的幅值估计更为精确。考虑到前述方法或多或少都对卫星动力学进行了近似化处理,结合目前流行的深度学习方法,在完整保留卫星姿态动力学非线性的情况下,使用深度前馈网络（DFN）通过大量数据的训练来提取卫星姿态稳定情况下旋转载荷的不平衡干扰力矩与旋转载荷角速度、卫星执行机构输出力矩、敏感器的测量信息的特征关系,进而得到能够高精度拟合卫星动力学的深度前馈网络模型。仿真结果表明训练好的深度前馈网络能够在卫星姿态稳定时快速准确地实现对不平衡力矩的估计。
曹爽[4]（2019）在《捆绑连接结构局部非线性及对火箭动力学行为的影响分析》文中指出捆绑连接结构作为捆绑火箭芯级和助推器之间的关键传力部件,其力学特性影响火箭的动力学行为,进而影响火箭发射的安全性和可靠性。捆绑连接结构固有的间隙、摩擦、接触、预紧力等因素使其具有明显的局部非线性力学特性,开展捆绑连接结构局部非线性及其对火箭动力学行为的影响分析具有重要意义。本文以某新型捆绑火箭为研究对象,开展了捆绑连接结构非线性力学特性分析、简化建模与模型参数辨识、考虑捆绑连接结构局部非线性的火箭动力学建模、捆绑连接结构局部非线性对火箭动力学行为的影响分析等工作。主要研究内容如下:（1）针对两种典型的捆绑连接结构,基于其精细有限元模型进行了非线性静动力学特性分析,准确获取了两种结构的非线性力学特性;研究了爆炸螺栓预紧力、爆炸螺栓半径和分离筒厚度对捆绑连杆力学特性的影响,为后续准确模拟捆绑连接结构和展开更加准确的火箭结构动力学分析奠定了基础。（2）提出了捆绑连杆的简化机理模型,根据力状态映射法构建捆绑连杆的力状态映射曲面,从而对捆绑连杆的简化机理模型进行参数辨识;通过对比捆绑连杆有限元模型和简化参数模型的动响应结果,验证参数辨识结果的可靠性。（3）以一般形式捆绑火箭为研究对象,建立了考虑火箭刚体运动、火箭弹性振动、贮箱液体晃动和捆绑连接结构局部非线性的火箭小偏差姿态动力学方程;基于伪力法对火箭的弹性振动方程进行求解,介绍了考虑捆绑连接结构局部非线性的动力学方程组求解算法,分析了捆绑连接结构局部非线性对火箭姿态运动的影响。（4）基于Timoshenko梁理论建立了考虑捆绑连接结构局部非线性的捆绑火箭有限元模型,分析了捆绑连接结构局部非线性对火箭树立在发射台阶段动力学特性的影响;模拟火箭前3s加载情况,分析了捆绑连接结构局部非线性对火箭动响应的影响。本文研究成果对准确预示捆绑火箭的动特性和动响应,提高姿控精度和可靠性,确保火箭的安全可靠发射具有重要的工程价值。
王杰[5]（2017）在《变参数挠性航天器动力学与控制研究》文中研究指明航天器太阳翼、天线等大型挠性结构相对于航天器本体通常存在旋转运动,将导致航天器系统的动力学参数发生变化,这种参数变化将对挠性航天器的高精度姿态控制系统设计带来严峻挑战。本文以存在动力学参数变化的挠性航天器系统为研究对象,从理论推导、数值仿真和地面实验三个方面,深入系统地研究了变参数挠性航天器系统的耦合动力学建模与分析、挠性结构振动控制方法、航天器系统姿态控制方法等问题。论文主要工作如下:1.建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了挠性附件的复模态属性以及与航天器系统的耦合动力学特性。（1）建立了含旋转运动挠性梁/板的附件动力学模型、含压电控制单元的旋转挠性梁的机电耦合动力学模型,分析了旋转运动、质量偏心、结构翘曲等因素对挠性附件固有特性的影响,揭示了轴向扭转导致系统模态由实模态转变为复模态的规律。（2）考虑挠性附件对航天器本体的相对旋转运动,建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了航天器系统的动力学特性、挠性附件旋转运动对航天器动力学参数的影响。结果表明:当挠性附件相对转动角速率较大或变化率较明显时,航天器本体坐标与挠性附件本体坐标之间的转换矩阵的一阶导数项不可忽略。2.针对航天器旋转挠性附件的结构振动问题,分别提出了复模态空间下的状态反馈、正位置反馈和滑模变结构等振动主动控制方法。（1）针对挠性附件旋转运动产生复模态的问题,提出了在复模态空间下设计基于状态反馈的结构振动控制方法。同时考虑到控制器饱和的情况,设计了具有增益调度的复模态状态反馈控制器。通过数值仿真,验证了该控制器的有效性。（2）结合线性二次型调节器,提出了复模态空间下的变增益正位置反馈振动控制方法。数值仿真表明:在脉冲激励、随机激励和初位移激励等多种工况下,该控制器都能得到较好的控制效果。（3）考虑挠性结构参数的不确定性以及输入饱和问题,提出了复模态空间下的滑模变结构振动控制方法。通过对含压电控制单元的挠性梁的振动控制仿真,验证了该控制方法的有效性。3.针对变参数挠性航天器的高精度姿态控制问题,提出了变幅值输入成型和滑模变结构姿态控制方法、姿态/结构振动耦合的自适应滑模控制方法。（1）针对定参数航天器姿态机动引起挠性振动的问题,提出了基于输入成型的姿态机动路径规划方法,该方法以bang-bang机动为参考路径,与输入成型器进行卷积得到最优机动路径,可有效降低甚至消除机动后挠性结构的残余振动。（2）针对变参数挠性航天器姿态机动中的挠性控制问题,以控制输入平滑性为目标函数,以挠性结构残余振动等于零为约束条件,提出了一种变幅值零振动（zero vibration,ZV）最优成型器设计方法;在此基础上,为解决成型器对挠性结构固有频率和结构阻尼等参数精确性的依赖问题,提出了变幅值零振动零微分（ZVD）成型器和变幅值零振动零二阶微分（ZVDD）成型器的设计方法,该方法对挠性结构固有频率和阻尼比的变化和不确定性具有较强鲁棒性。（3）考虑航天器参数变化、挠性结构振动的影响,提出了变参数挠性航天器的鲁棒H∞姿态控制方法和自适应滑模姿态控制方法。仿真结果表明:上述控制方法对具有时变参数、强非线性特征的变参数挠性航天器系统具有良好的控制效果。（4）结合自适应滑模姿态控制方法和正位置反馈结构振动控制方法,提出了变参数挠性航天器姿态与振动的耦合控制方法。仿真结果表明:相对于单独的姿态控制,姿态与振动的耦合控制方法缩短了姿态稳定时间,提高了航天器的指向稳定度。4.建立了挠性航天器耦合控制实验系统,开展了姿态控制、姿态与结构振动耦合控制的地面实验。（1）建立了基于单轴气浮台的挠性航天器姿态与振动耦合控制实验系统,具备开展单独姿态控制、挠性结构振动控制和姿态与结构振动耦合控制的能力。（2）开展了挠性航天器姿态机动策略验证实验,验证了基于输入成型的姿态机动路径规划方法在抑制挠性附件残余振动、改善航天器姿态性能指标方面的有效性。（3）开展了挠性航天器姿态控制实验,实验结果与仿真结果吻合较好,通过与经典PID控制方法的对比,验证了自适应滑模姿态控制方法的有效性。（4）开展了挠性航天器耦合控制验证实验,通过对比单独姿态控制和耦合控制时的系统动力学响应,验证了耦合控制方法的优越性。通过本文的研究,解决了变参数挠性航天器动力学建模与控制的难题,为现代航天器实现高精度和高稳定度提供了理论支撑。
邓明乐[6]（2017）在《液体大幅晃动等效力学模型及航天器刚—液—柔—控耦合动力学研究》文中研究表明现代航天器通常携带大量的液体燃料以及柔性附件,尤其在快速大角度姿态机动、交会对接和变轨等情况下,很可能诱发液体大幅非线性晃动和柔性附件的振动,从而导致航天器系统产生刚-液耦合、刚-液-控耦合、刚-液-柔-控耦合等复杂的耦合动力学效应,并由此对航天器的姿态和位置控制系统产生影响。由于传统的单摆和弹簧质量等线性晃动等效力学模型均基于液体小幅度晃动理论的假设,从而无法准确地反映出液体大幅晃动的动力学行为。本文基于运动脉动球模型,系统地研究了液体大幅晃动类充液柔性航天器的耦合动力学与控制问题。本文的主要研究内容如下:（1）全面系统地介绍了液体大幅晃动等效力学模型的研究进展,在此基础上详细地介绍了运动脉动球模型的理论基础。基于运动脉动球模型推导了航天器刚-液耦合动力学方程,并通过计算机数值仿真结果验证了该模型的正确性和有效性。（2）根据液体大幅晃动实验规律和表面张力会影响液体静平衡位置的现象,对运动脉动球模型进行了两个方面的改进和修正:第一,将有效质量因子引入到运动脉动球模型,用于修正本模型计算得到的液体离心作用力的大小;第二,将静态表面张力引入到运动脉动球模型,用于修正本模型中法向力受表面张力的影响。并且通过数值仿真结果与现有的实验结果的对比,证明了以上改进工作的有效性。（3）基于运动脉动球模型建立了包含多个液体燃料储箱的航天器的刚-液-控耦合动力学模型,并根据Lyapunov理论设计了航天器姿态反馈控制器。对于携带单个储箱的航天器,研究了液体晃动阻尼,姿态机动完成时间和储箱位置对航天器姿态机动过程的影响;对于携带两个储箱的航天器,研究了航天器主旋转轴偏离理想位置时,偏移量对晃动力矩、控制力矩以及对完成姿态机动所需的最小液体晃动阻尼的影响;对于四个储箱航天器,研究了不同的储箱空间布局对完成姿态机动所要求的最小的液体晃动阻尼、晃动力矩和控制力矩的影响。（4）应用运动脉动球模型和上述的航天器姿态反馈控制器以及欧拉-伯努利梁理论,建立了同时包含液体燃料晃动和柔性附件振动的航天器刚-液-柔-控耦合动力学模型。在此基础上,研究了液体晃动和柔性附件振动对主刚体姿态运动的扰动方式、液体燃料和柔性附件之间的动力学耦合行为,以及动力学耦合效应对低韦伯数环境下液体燃料再定位过程的影响。（5）建立了存在燃料消耗过程时液体大幅晃动运动脉动球等效力学模型,在此基础上研究了考虑液体燃料大幅晃动及燃料消耗效应时航天器的位置-姿态跟踪控制问题。探讨了多储箱航天器中可能存在的三种燃料消耗方式对位置-姿态跟踪控制的影响,并且提出了对应的自适应滑模控制方法。通过数值仿真结果证明了所设计的混合控制器不仅能显着地提高位置-姿态跟踪机动的效率,而且能有效地降低控制系统对于不同燃料消耗情况的敏感度,提升控制系统的稳定性。
刘伦[7]（2017）在《航天器姿态运动与太阳翼结构振动耦合分析及协同控制》文中进行了进一步梳理柔性航天器通常安装有太阳翼,以提供航天器正常工作所需的能量。由于太阳翼弹性振动不可避免地与航天器姿态运动相互耦合,因此柔性航天器是典型的刚柔耦合系统。当前,为了使航天器具有更强的功能和更长的寿命,太阳翼的尺寸不断增大,这导致系统刚柔耦合效应愈发显着。值得关注的是,目前多数的柔性航天器动力学与控制研究还依赖于单独的太阳翼的模态（假设模态）。这类模态无法反映柔性航天器的刚柔耦合效应,导致相关的研究方法应用于安装大型太阳翼的航天器时,存在一定的不足。因此,发展柔性航天器刚柔耦合模态的获取方法,在此基础上深入开展航天器姿态运动与太阳翼结构振动耦合分析及协同控制研究,具有一定的理论意义和工程价值。本文以安装大型太阳翼的柔性航天器为研究对象,结合解析分析和数值仿真两种手段,提出了获取系统刚柔耦合模态的解析方法,并以此为基础,从固有特性、动力学建模及动力学特性、姿态运动-结构振动协同控制等方面进行了相关基础理论研究。主要研究内容及结论如下:提出了一种直接获取柔性航天器刚柔耦合模态的解析方法——采用一组统一的广义坐标描述航天器姿态运动和太阳翼弹性振动,然后使用边界条件联立求解航天器姿态运动常微分方程和太阳翼弹性振动偏微分方程,快速且准确地计算柔性航天器刚柔耦合模态的振型表达式和频率值。收敛性分析表明,随着模型维数升高,基于假设模态及有限元的离散模型计算的系统频率逐渐收敛于这种解析方法得到的频率精确值。相比于传统的假设模态建模方法,所得的刚柔耦合模态可用于建立航天器的低维高精度离散动力学模型,基于此模型设计的低维控制器能够在更短的时间内使用更少的能量完成航天器姿态运动-太阳翼结构振动协同控制的目标。基于柔性航天器的刚柔耦合效应,将航天器姿态运动表示为刚体模态（类比于太阳翼模态振型）与广义坐标（与太阳翼的相同）的乘积,拓展了广泛用于弹性体自由振动分析的Rayleigh-Ritz法,使其适用于“中心刚体-柔性梁/板”这类刚柔耦合系统的固有特性分析。拓展后的Rayleigh-Ritz法可以给出系统刚柔耦合模态的解析表达式,而且具有良好的收敛性和很高的计算精度。利用此方法,本文全面深入地分析了三轴姿态稳定航天器（安装有一对太阳翼）刚柔耦合模态的特性,给出了判断各阶模态耦合情况的判据。最后还讨论了航天器中心刚体平台的转动惯量以及太阳翼长度对系统模态特性的影响。针对以蜂窝夹芯板作为基板的太阳翼,采用三层的层合板（包含蜂窝芯层和上下面板）而非单层各向同性板对太阳翼建模,随后基于刚柔耦合模态建立了更加符合工程实际的柔性航天器低维高精度离散动力学模型。在此基础上,研究了蜂窝板参数和航天器柔性对系统固有特性的影响;结合输入成形和比例微分控制,设计了算法简单且适宜于实时控制的协同控制器,能完成具有不同柔性的以及受太阳热流照射的航天器的姿态机动-结构振动协同控制任务,并同时消除可能发生的热颤振现象。针对受太阳热流照射的姿态机动柔性航天器,采用有限差分法推导了计算太阳翼（含有蜂窝板基板）截面温度分布的显式递推格式;在考虑热应力和热应变的基础上,使用刚柔耦合模态建立了航天器刚-柔-热耦合动力学模型。随后,设计了热-结构双向耦合求解流程,用于计算姿态机动航天器的热诱发刚柔耦合振动响应。数值结果表明:姿态机动航天器的太阳翼会受到时变热载荷作用,由此引发的动力学响应包含准静态变形以及叠加其上的振动分量两部分;如果热流的最终入射角（约等于初始入射角与姿态机动角之和）较大,则具有较小结构阻尼的航天器的热诱发响应可能是不稳定的,此时可能出现热颤振现象;若航天器阻尼较大,太阳翼热诱发动力学响应的振动分量将逐渐衰减,最终仅余下准静态变形。
陶然[8]（2017）在《挠性自旋卫星角动量转移过程分析与仿真》文中进行了进一步梳理随着航天技术的发展,现代大型航天器通常都带有大型挠性结构,如天线、太阳帆板、桁架结构等。在航天器结构日趋复杂的同时,航天器在轨运行的运动因素也越来越复杂化、多样化,例如航天器的轨道转移、姿态机动等。这些大范围的刚性运动将激发挠性附件的弹性变形运动,两者相互耦合,导致其系统动力学行为更为复杂,传统的纯刚体建模不足以满足现代航天器的动力学分析要求,其中一个经典的例子就是准刚体的自旋运动满足最大轴原理。鉴于此,研究航天器大范围刚体运动与其挠性附件弹性变形运动的刚柔耦合动力学具有重要的意义。本文就这一问题,以带挠性太阳帆板的自旋卫星为具体研究对象,分析挠性自旋卫星受扰后的角动量转移过程。本文首先基于混合坐标法的思想推导了挠性航天器系统的刚柔耦合动力学方程,由于三维空间运动的描述相对复杂,同时为了后续的数学分析方便,本文对此动力学模型进行了一定的数学简化。建模过程的另一个难点是对刚柔耦合矩阵的确定。针对挠性太阳帆板这样的结构复杂的附件,本文采用有限元建模的方法分析其动力学特性,并基于相应的公式计算出卫星刚柔耦合系数矩阵。为了仿真分析各参数对卫星角动量转移的影响,本文先对比了几种刚性微分方程的数值解法,其中包括MATLAB自带的四种常用算法和自编的隐式二级四阶龙格库塔算法,对比分析各种数值算法仿真的适用性和高效性。并且,基于隐式多步方法数值仿真,对比太阳帆板结构阻尼、太阳帆板密度、整星转动惯量、整星布局以及初始条件对挠性自旋卫星角动量转移的影响。本文的研究发现,卫星的角动量转移对帆板结构阻尼参数并不敏感,却对卫星转动惯量和初始条件十分敏感。这主要是因为太阳帆板的质量比重极小,加之挠性太阳帆板的振动为小幅微振动,卫星的动能耗散是一个十分缓慢的过程,卫星重新归于稳定自旋的时间较长。依靠太阳帆板的振动最终能使自旋卫星达到绕最大惯量主轴稳定自旋的状态,但并不能使卫星回到初始的运动状态,挠性卫星的自旋轴发生了微小的偏移。最大轴原理并非一种严格的渐进稳定。
何雨恒[9]（2017）在《不完全螺纹空间解锁装置的研究》文中指出传统火工装置已难以适用于快速发展的航天事业中,研制新型非火工、低冲击、快速释放的空间解锁装置具有重要的实际意义和工程应用价值。本论文以卫星、航天器锁紧释放为应用背景,提出一种新型的不完全螺纹空间解锁结构,通过原理构建、结构参数设计、静力学和动力学仿真等,研制不完全螺纹解锁装置样机并进行试验测试分析。通过对不完全螺纹空间解锁装置的原理方案进行构建,在保证装置尺寸功能的条件下,对装置的螺纹部分进行了设计及强度校核,计算得到螺纹非自锁特性下的参数;基于Yamamoto方法,计算螺纹每圈承受的载荷,采用等效刚度法,将螺纹牙等效成悬臂梁进行变形分析,得到螺纹承受载荷与变形之间的关系;对装置的主要零部件进行结构设计和强度计算。采用ANSYS有限元分析软件,对单个构件的强度进行分析。使用ANSYS Workbench软件对主要承载构件连接螺栓、上螺母的整体承载情况进行模拟计算,得到了解锁装置的承载特性;利用ADAMS软件对解锁装置进行动力学仿真,结果表明,所设计的解锁装置可20ms实现解锁,解锁速度快,并且可重复使用;该解锁装置冲击速度较小,最大冲击速度为13.718 cm/s,出现在连接螺栓与防护罩接触处。研制的不完全螺纹解锁装置样机可很好地实现解锁功能,在装置静载条件下,测得不完全螺纹空间解锁装置的解锁时间为25 ms;设计承载力加载系统,通过标定拧紧力矩系数K的大小,测量不完全螺纹空间解锁装置正常工作承载力的范围为0～3.3 kN;解锁冲击试验表明,该装置解锁冲击较小,明显小于传统火工装置的解锁冲击;在-70 ℃～70 ℃的高低温下,不完全螺纹空间解锁装置生存情况良好且能顺利解锁;不完全螺纹空间解锁装置样机质量仅为871.7 g,满足结构尺寸小、重量轻的要求。
张鹏[10]（2016）在《探测器盘旋/软着陆小天体的自主最优制导与滑模控制方法研究》文中指出小天体是太阳系内环绕太阳运动,但体积和质量远小于行星的岩石或金属天体。探测小天体有助于防御近地小天体撞击、了解太阳系和生命的起源、开发太空资源、试验新型技术等研究,具有十分重要的科学价值和现实意义。小天体探测器所需的导航、制导和控制（GNC）技术与传统大天体的探测器有很大区别。由于目标天体距离地球遥远,基于深空网的传统GNC技术难以为小天体探测器提供足够的支持和保障。由于小天体引力场弱且不规则,在其附近的探测器运动呈现出显着的非线性特征,还会受到太阳光压、其他天体引力等外界扰动的影响。此外,小天体的形状、质量、密度、自转状态等物理参数难以通过地面观测精确测定,导致探测器的动力学模型存在较大的不确定性。上述特性对小天体探测器的GNC技术提出了自主性、最优性和鲁棒性的要求。本文在973项目“行星表面精确着陆导航与制导控制问题研究”的支持下,采用直接法和间接法优化算法、神经网络技术、滑模控制算法等研究了探测器软着陆小天体的最优轨迹设计方法、自主最优制导方法、鲁棒轨迹追踪控制方法和探测器主动盘旋Tumbling小天体的轨道、姿态控制方法。论文的主要内容如下:首先,针对探测器软着陆小天体的最优轨迹设计问题,分别采用基于伪谱法与序列二次规划（SQP）的直接法优化算法、基于同伦法与初值猜测技术的间接法优化算法进行了研究。建立了着陆轨迹优化问题的数学描述,采用伪谱法将其离散化为一类参数优化的非线性规划问题（NLP）,应用SQP求解该NLP得到了软着陆的能量最优轨迹。所设计的着陆轨迹在满足两端约束的同时,相比传统多项式轨迹燃耗较少。基于极大值原理将着陆轨迹优化问题转化为一个两点边值问题（TPBVP）,采用打靶法对该TPBVP进行了求解;针对求解燃料最优轨迹的初值敏感困难,采用同伦法扩大打靶方程的收敛域,并应用初值猜测技术确保同伦法的成功初始化,从而获得了满足两端约束的燃料最优着陆轨迹,进一步节省了燃料。然后,基于神经网络技术对探测器软着陆小天体的自主最优制导方法进行了研究。在间接法优化算法的基础上提出了一类自主最优制导方法:通过采用广义径向基神经网络（GRBFNN）逼近探测器初始状态到最优协态变量初值的映射,避免了打靶方程求解过程带来的巨大计算量,提高了优化算法的实时性,从而实现了最优着陆轨迹的在线设计。通过仿真分析发现,增加GRBFNN的神经元数量和训练样本的规模能有效提高该方法制导下的探测器着陆精度。基于双向极限学习机（B-ELM）改进了所提出的自主最优制导方法,在获得足够着陆精度的同时大幅减少神经网络的训练时间和隐层神经元数量,降低了该方法离线训练和在线应用的计算成本。随后,考虑小天体引力场模型不确定性和外界扰动的影响,基于滑模控制算法对探测器软着陆小天体轨迹追踪的鲁棒控制方法进行了研究。假设控制推力不可调,构建一类滑模双阈值触发器设计了探测器轨迹追踪的常推力控制方法,确保追踪误差一致有界;通过在软着陆不同阶段切换阈值参数,保证了着陆精度,同时有效降低了控制推力的抖振频率。假设控制推力可调,针对传统滑模控制的抖振问题,基于自适应超螺旋算法设计了探测器的轨迹追踪控制方法;该方法保持了精度高、鲁棒性强、结构简单、收敛速度快等优点,不需要扰动和不确定性的任何信息;同时采用连续补偿项保证控制器的鲁棒性,有效抑制了控制信号的抖振。最后,对Tumbling小天体附近探测器主动盘旋的轨道/姿态控制方法进行了研究。考虑小天体自转和引力场模型的不确定性、其他天体引力和太阳光压等外界扰动的影响,建立了探测器的轨道动力学模型;基于自适应反馈线性化提出了探测器轨道的鲁棒LQR控制方法,确保了主动盘旋的稳定性;采用滑模制导来规划过渡过程,避免了初始误差造成的执行器饱和问题。考虑多种不确定性（包括小天体自转、引力场、探测器转动惯量）和外界扰动的影响,基于误差四元数建立了探测器的姿态动力学模型;基于非奇异终端滑模和自适应超螺旋算法提出了探测器姿态的连续有限时间控制方法;该方法可保证探测器盘旋姿态的有限时间稳定性,无需不确定性和外界扰动的任何信息,非奇异且无抖振,与传统滑模控制方法相比收敛速度更快。
二、Spacecraft motion analysis about rapid rotating small body（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、Spacecraft motion analysis about rapid rotating small body（论文提纲范文）
（1）小卫星编队轨迹规划与控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 卫星编队研究现状 |
| 1.2.1 SAR卫星编队发展现状 |
| 1.2.2 航天器编队轨迹规划方法研究现状 |
| 1.2.3 航天器编队控制方法研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第2章 编队卫星动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 相对运动动力学建模 |
| 2.2.1 C-W方程 |
| 2.2.2 非线性方程 |
| 2.3 周期匹配和能量匹配 |
| 2.3.1 线性周期匹配 |
| 2.3.2 非线性能量匹配 |
| 2.3.3 周期性相对运动仿真结果 |
| 2.3.4 能量匹配仿真结果 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 基于序列凸优化方法的航天器编队轨迹规划 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 问题描述 |
| 3.3 序列凸优化 |
| 3.3.1 中心化方法 |
| 3.3.2 串行去中心化方法 |
| 3.3.3 并行去中心化方法 |
| 3.3.4 仿真结果 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于对偶分解法的航天器编队轨迹规划 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 对偶分解法 |
| 4.2.1 问题描述 |
| 4.2.2 中心化的对偶分解 |
| 4.2.3 分布式对偶分解 |
| 4.2.4 仿真结果 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 编队卫星队形保持控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于滑模控制的队形保持控制 |
| 5.2.1 基于趋近律的滑模控制器 |
| 5.2.2 快速终端滑模控制 |
| 5.2.3 仿真结果 |
| 5.3 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（2）航天器相对翻滚目标近距离姿轨控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 相关领域国内外研究现状 |
| 1.2.1 航天器相对翻滚目标近距离运动控制研究现状 |
| 1.2.2 相关控制理论研究现状 |
| 1.2.3 地面动力学实验研究现状 |
| 1.3 论文主要研究内容 |
| 1.3.1 研究内容安排 |
| 1.3.2 主要创新点 |
| 第二章 航天器相对运动模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 参考坐标系与姿态描述 |
| 2.2.1 参考坐标系 |
| 2.2.2 姿态描述 |
| 2.2.3 各姿态描述之间的关系 |
| 2.3 相对轨道运动模型 |
| 2.3.1 TH方程 |
| 2.3.2 CW方程 |
| 2.3.3 基于视线坐标系的相对运动方程 |
| 2.4 相对姿态运动模型 |
| 2.4.1 欧拉角描述的姿态运动特性分析 |
| 2.4.2 误差四元数描述的相对姿态运动模型 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 相对翻滚目标绕飞与悬停控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 相对翻滚目标强迫绕飞的控制策略 |
| 3.2.1 绕飞任务模型 |
| 3.2.2 翻滚目标的姿态运动特性 |
| 3.2.3 绕飞控制策略 |
| 3.2.4 仿真算例 |
| 3.3 相对翻滚目标任意位置悬停的模糊控制 |
| 3.3.1 基于CW方程的相对运动模型 |
| 3.3.2 模糊控制器设计 |
| 3.3.3 仿真算例 |
| 3.4 相对翻滚目标悬停的自适应非奇异终端滑模控制 |
| 3.4.1 动力学模型 |
| 3.4.2 自适应非奇异终端滑模控制器设计 |
| 3.4.3 仿真算例 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 相对翻滚目标逼近的控制策略 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 相对翻滚目标逼近的增广比例导引律控制 |
| 4.2.1 基于视线坐标系的相对运动模型 |
| 4.2.2 增广比例导引律设计 |
| 4.2.3 仿真算例 |
| 4.3 相对翻滚目标逼近的LQR控制 |
| 4.3.1 基础模型 |
| 4.3.2 LQR控制器设计 |
| 4.3.3 仿真算例 |
| 4.4 相对翻滚目标逼近的姿轨一体化控制 |
| 4.4.1 相对运动动力学 |
| 4.4.2 标称轨迹设计 |
| 4.4.3 姿轨一体化控制器设计 |
| 4.4.4 仿真算例 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 相对翻滚目标逼近的人工势函数安全与避障制导 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于椭圆蔓叶曲面势函数的安全逼近与避障制导 |
| 5.2.1 相对运动方程和姿态运动方程 |
| 5.2.2 基于椭圆蔓叶曲面安全区的人工势函数模型 |
| 5.2.3 基于椭圆蔓叶曲面势函数的系统稳定性证明 |
| 5.2.4 仿真算例 |
| 5.3 基于球面势函数的安全逼近与避障制导 |
| 5.3.1 运动学模型 |
| 5.3.2 基于球面安全区的人工势函数模型 |
| 5.3.3 基于球面势函数的系统稳定性证明 |
| 5.3.4 仿真算例 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 航天器相对翻滚目标近距离运动控制的地面悬吊实验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 悬吊实验方案设计 |
| 6.2.1 悬吊式重力补偿系统与地面模拟器 |
| 6.2.2 地面悬吊实验原理和实验操作流程 |
| 6.2.3 悬吊缩比实验的相似性理论 |
| 6.2.4 地面动力学实验控制方案 |
| 6.3 相对翻滚目标近距离运动控制的地面悬吊实验 |
| 6.3.1 实验条件 |
| 6.3.2 结果分析 |
| 6.3.3 悬吊实验系统评测 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 论文主要研究成果 |
| 7.2 进一步研究的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（3）带大惯量旋转载荷的卫星平台不平衡力矩在轨估计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状分析 |
| 1.2.1 星上活动载荷对卫星干扰问题研究现状 |
| 1.2.2 卫星干扰力矩估计研究现状 |
| 1.2.3 深度神经网络研究发展现状 |
| 1.2.4 国内外文献综述的简析 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 带大惯量旋转载荷卫星的动力学特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 参考坐标系的定义 |
| 2.3 卫星姿态运动学模型 |
| 2.4 旋转载荷静动不平衡建模分析 |
| 2.5 带大惯量旋转载荷卫星的姿态动力学模型 |
| 2.5.1 视旋转载荷为干扰源的卫星姿态动力学模型 |
| 2.5.2 考虑耦合影响的卫星姿态动力学模型 |
| 2.6 数学仿真分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 基于未知输入观测器的不平衡力矩估计算法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 卫星动力学线性状态空间方程 |
| 3.3 基于未知输入观测器的不平衡力矩估计 |
| 3.3.1 未知输入观测器的设计 |
| 3.3.2 未知输入观测器的改进 |
| 3.4 未知输入观测器仿真验证 |
| 3.5 不平衡干扰力矩前馈补偿 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 基于二阶扩展卡尔曼滤波的不平衡力矩估计算法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于二阶卡尔曼滤波算法的不平衡力矩估计 |
| 4.3 基于二阶扩展卡尔曼滤波算法不平衡力矩估计 |
| 4.3.1 卫星动力学非线性状态空间方程 |
| 4.3.2 基于TSEKF的不平衡力矩估计算法设计 |
| 4.4 仿真验证 |
| 4.4.1 仿真结果 |
| 4.4.2 仿真结果分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 基于深度学习的不平衡力矩估计算法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 深度前馈网络 |
| 5.2.1 深度前馈网络介绍 |
| 5.2.2 神经元与激活函数 |
| 5.2.3 损失函数 |
| 5.2.4 基于梯度下降的学习算法 |
| 5.2.5 超参数的选择 |
| 5.2.6 数据预处理 |
| 5.3 用于估计不平衡力矩的深度前馈网络 |
| 5.3.1 网络设计 |
| 5.3.2 数学仿真 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（4）捆绑连接结构局部非线性及对火箭动力学行为的影响分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外相关研究进展 |
| 1.2.1 螺栓连接结构非线性特性研究进展 |
| 1.2.2 非线性结构参数辨识研究进展 |
| 1.2.3 含连接结构系统的非线性动力学研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 捆绑连接结构非线性力学特性分析 |
| 2.1 捆绑连接结构的有限元建模 |
| 2.1.1 两种捆绑装置概述 |
| 2.1.2 两种捆绑装置的有限元建模 |
| 2.2 辅助捆绑连杆的力学特性分析 |
| 2.2.1 静力学特性分析 |
| 2.2.2 动力学特性分析 |
| 2.2.3 结构参数对捆绑连杆力学特性的影响分析 |
| 2.3 爆炸螺母式主承力结构的力学特性分析 |
| 2.3.1 静力学特性分析 |
| 2.3.2 动力学特性分析 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 捆绑连接结构非线性简化机理建模与模型参数辨识 |
| 3.1 双爆炸螺栓型辅助捆绑连杆简化机理建模 |
| 3.2 力状态映射法基本原理 |
| 3.3 双爆炸螺栓型辅助捆绑连杆的参数辨识 |
| 3.3.1 参数辨识 |
| 3.3.2 结果验证 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 考虑捆绑连接结构局部非线性的火箭动力学建模 |
| 4.1 建模相关问题描述 |
| 4.1.1 研究对象介绍 |
| 4.1.2 建模基本思路 |
| 4.1.3 坐标系定义与转换 |
| 4.2 基于牛顿欧拉法和有限元法的全量动力学模型推导 |
| 4.2.1 加速度推导 |
| 4.2.2 火箭运动方程推导 |
| 4.3 模型线性化及小偏差姿态动力学模型 |
| 4.3.1 模型线性化方法 |
| 4.3.2 火箭运动方程线性化 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 捆绑连接结构局部非线性对火箭动力学行为的影响分析 |
| 5.1 局部非线性系统动力学方程组的求解 |
| 5.2 火箭在空中飞行时捆绑连接结构局部非线性影响分析 |
| 5.2.1 火箭姿态运动分析 |
| 5.2.2 火箭动力学行为分析 |
| 5.3 火箭树立在发射台上时捆绑连接结构局部非线性影响分析 |
| 5.3.1 有限元建模 |
| 5.3.2 火箭动特性分析 |
| 5.3.3 火箭动响应分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 主要工作和成果 |
| 6.2 论文创新点 |
| 6.3 未来研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 硕士在读期间取得的学术成果 |
| 附录A 本文中系数和矩阵 |
（5）变参数挠性航天器动力学与控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 挠性航天器的发展特点 |
| 1.1.2 变参数挠性航天器的内涵 |
| 1.1.3 变参数挠性航天器面临的动力学与控制问题 |
| 1.1.4 本文研究的目的及意义 |
| 1.2 国内外相关研究情况 |
| 1.2.1 挠性航天器动力学建模与分析理论 |
| 1.2.2 航天器挠性结构振动控制方法 |
| 1.2.3 挠性航天器姿态控制方法 |
| 1.2.4 挠性航天器耦合控制方法 |
| 1.3 本文主要研究内容及组织结构 |
| 1.3.1 本文研究的问题 |
| 1.3.2 主要研究内容 |
| 第二章 变参数挠性航天器耦合动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 变参数挠性航天器动力学表征 |
| 2.2.1 物理构型和拓扑特征 |
| 2.2.2 运动描述方法 |
| 2.2.3 模型简化 |
| 2.3 变参数挠性航天器附件动力学建模 |
| 2.3.1 旋转挠性梁动力学建模 |
| 2.3.2 旋转智能挠性梁机电耦合建模 |
| 2.3.3 旋转太阳翼动力学建模 |
| 2.4 变参数挠性航天器系统动力学建模 |
| 2.4.1 坐标系定义 |
| 2.4.2 挠性附件离散化 |
| 2.4.3 能量列式 |
| 2.4.4 系统动力学方程 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 变参数挠性航天器耦合动力学分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 变参数挠性航天器附件动力学分析 |
| 3.2.1 旋转挠性梁动力学特性分析 |
| 3.2.2 旋转太阳翼动力学特性分析 |
| 3.3 变参数挠性航天器系统动力学分析 |
| 3.3.1 仿真对象和参数定义 |
| 3.3.2 太阳翼转动对系统参数的影响 |
| 3.3.3 太阳翼转动对系统固有特性的影响 |
| 3.3.4 挠性结构振动对姿态的影响 |
| 3.3.5 姿态机动对挠性结构振动的影响 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 变参数挠性航天器振动控制方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 复空间下状态反馈控制器设计与分析 |
| 4.2.1 状态反馈控制器 |
| 4.2.2 增益调度控制器 |
| 4.2.3 算例验证 |
| 4.3 复空间下正位置反馈控制器设计与分析 |
| 4.3.1 变增益反馈控制器 |
| 4.3.2 算例验证 |
| 4.4 复空间下滑模控制器设计与分析 |
| 4.4.1 系统状态转换 |
| 4.4.2 复滑模面设计 |
| 4.4.3 输入饱和控制器设计 |
| 4.4.4 算例验证 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 变参数挠性航天器输入成型姿态控制方法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 定参数系统输入成型姿态控制方法 |
| 5.2.1 基于输入成型的姿态机动策略设计 |
| 5.2.2 基于输入成型的姿态机动策略仿真分析 |
| 5.3 变参数系统变幅值输入成型姿态控制方法 |
| 5.3.1 变幅值ZV成型姿态机动路径优化方法 |
| 5.3.2 变幅值ZV成型姿态机动方法仿真分析 |
| 5.4 变参数系统变幅值输入成型鲁棒姿态控制方法 |
| 5.4.1 鲁棒姿态机动路径优化方法 |
| 5.4.2 鲁棒姿态机动方法仿真分析 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 变参数挠性航天器耦合控制方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 变参数挠性航天器鲁棒姿态控制方法 |
| 6.2.1 H∞姿态控制器设计 |
| 6.2.2 H∞姿态控制方法仿真分析 |
| 6.3 变参数挠性航天器自适应滑模姿态控制方法 |
| 6.3.1 自适应滑模控制律设计 |
| 6.3.2 自适应滑模姿态控制方法仿真分析 |
| 6.4 变参数挠性航天器耦合控制方法 |
| 6.4.1 挠性航天器耦合控制器原理 |
| 6.4.2 挠性航天器耦合控制器设计 |
| 6.4.3 基于鲁棒控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.4.4 基于自适应滑模控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 挠性航天器耦合控制方法实验研究 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 挠性航天器耦合控制实验系统设计 |
| 7.2.1 实验目的与实验任务规划 |
| 7.2.2 试验系统设计与研制 |
| 7.3 挠性航天器姿态机动实验研究 |
| 7.3.1 实验方案设计 |
| 7.3.2 实验结果分析 |
| 7.3.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.4 挠性航天器耦合控制实验研究 |
| 7.4.1 实验方案设计 |
| 7.4.2 实验结果分析 |
| 7.4.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.5 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 主要研究成果 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 进一步研究的建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 航天器姿态描述方法 |
| A.1 欧拉角 |
| A.2 角参数式 |
| A.3 四元数 |
| A.4 修正的罗德里格斯参数 |
（6）液体大幅晃动等效力学模型及航天器刚—液—柔—控耦合动力学研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究的目的和意义 |
| 1.2 液体晃动动力学研究 |
| 1.2.1 实验研究 |
| 1.2.2 数值研究 |
| 1.2.3 理论研究 |
| 1.3 液体晃动等效力学模型 |
| 1.3.1 小幅晃动等效力学模型 |
| 1.3.2 大幅晃动等效力学模型 |
| 1.4 充液航天器耦合动力学研究 |
| 1.4.1 航天器刚-液耦合动力学问题 |
| 1.4.2 航天器刚-液-控耦合动力学问题 |
| 1.4.3 航天器刚-液-柔-控耦合动力学问题 |
| 1.5 论文主要研究内容 |
| 第2章 液体大幅晃动等效力学模型研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 小幅晃动等效力学模型 |
| 2.3 大幅晃动等效力学模型 |
| 2.4 运动脉动球模型 |
| 2.4.1 动坐标系下液体反作用力和力矩的计算 |
| 2.4.2 等效力学模型运动方程 |
| 2.4.3 液体作用反力和力矩的表示方法 |
| 2.5 仿真示例 |
| 2.5.1 示例1 |
| 2.5.2 示例2 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 液体大幅晃动类刚-液耦合研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 进一步发展和改进的运动脉动球模型 |
| 3.2.1 有效质量因子 |
| 3.2.2 静态表面张力 |
| 3.2.3 改进的大幅晃动等效力学模型 |
| 3.3 仿真结果 |
| 3.3.1 章动规避机动 |
| 3.3.2 平旋机动 |
| 3.3.3 起旋机动 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 多储箱航天器大幅晃动动力学研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 多储箱航天器动力学模型以及姿态反馈控制器设计 |
| 4.2.1 多储箱航天器动力学模型 |
| 4.2.2 姿态反馈控制器设计 |
| 4.3 单储箱航天器仿真结果 |
| 4.3.1 仿真参数的选取 |
| 4.3.2 仿真结果 |
| 4.4 两储箱航天器仿真结果 |
| 4.4.1 仿真参数的选取 |
| 4.4.2 仿真结果 |
| 4.5 四储箱航天器仿真结果 |
| 4.5.1 仿真参数的选取 |
| 4.5.2 仿真结果 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 液体大幅晃动类刚-液-柔-控耦合动力学研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 耦合系统动力学方程 |
| 5.2.1 运动脉动球模型动力学方程 |
| 5.2.2 柔性附件动力学方程 |
| 5.2.3 姿态反馈控制器设计 |
| 5.2.4 耦合系统仿真计算流程 |
| 5.3 仿真结果 |
| 5.3.1 仿真参数的选取 |
| 5.3.2 液体和柔性体对刚体姿态运动的影响 |
| 5.3.3 液体和柔性体之间的动力学耦合行为 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 考虑液体燃料消耗的航天器动力学研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 系统模型和运动方程 |
| 6.3 含燃料消耗的脉动球运动方程 |
| 6.4 自适应滑模控制器 |
| 6.4.1 滑模控制器设计 |
| 6.4.2 自适应算法设计 |
| 6.5 数值仿真计算 |
| 6.5.1 设计参数的选取 |
| 6.5.2 控制效果对比仿真结果 |
| 6.5.3 不同燃料消耗方式的仿真结果 |
| 6.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（7）航天器姿态运动与太阳翼结构振动耦合分析及协同控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 柔性航天器动力学建模研究现状 |
| 1.2.1 刚柔耦合动力学建模 |
| 1.2.2 柔性构件连续位移离散 |
| 1.3 柔性航天器动力学特性研究现状 |
| 1.3.1 刚柔耦合动力学特性 |
| 1.3.2 热诱发振动 |
| 1.4 姿态运动-结构振动协同控制研究现状 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第2章 单轴转动柔性航天器的刚柔耦合模态 |
| 2.1 刚柔耦合模态 |
| 2.1.1 动力学模型 |
| 2.1.2 刚柔耦合模态解析表达式 |
| 2.2 柔性附件连续位移离散 |
| 2.2.1 模态离散 |
| 2.2.2 有限单元离散 |
| 2.2.3 基于离散模型的系统频率方程 |
| 2.3 不同离散方式的对比研究 |
| 2.3.1 有效性验证 |
| 2.3.2 固有特性分析 |
| 2.3.3 姿态运动-结构振动协同控制 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 三轴稳定柔性航天器的刚柔耦合模态 |
| 3.1 解析方法 |
| 3.1.1 模型描述 |
| 3.1.2 动力学方程 |
| 3.1.3 刚柔耦合模态 |
| 3.1.4 离散模型（刚柔耦合模态、假设模态） |
| 3.2 刚柔耦合模态与假设模态对比研究 |
| 3.2.1 频率与模态振型 |
| 3.2.2 动力学响应 |
| 3.2.3 姿态运动-结构振动协同控制 |
| 3.3 刚柔耦合系统的Rayleigh-Ritz方法 |
| 3.3.1 太阳翼位移场的表达式 |
| 3.3.2 基于Rayleigh-Ritz法的特征方程 |
| 3.4 刚柔耦合模态特性研究 |
| 3.4.1 方法有效性验证与收敛性分析 |
| 3.4.2 刚柔耦合模态特性 |
| 3.4.3 参数影响研究 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 航天器姿态机动-太阳翼结构振动协同控制 |
| 4.1 柔性航天器刚柔耦合动力学模型 |
| 4.1.1 连续系统动力学方程 |
| 4.1.2 离散的刚柔耦合动力学模型 |
| 4.2 协同控制器设计 |
| 4.3 航天器固有特性分析 |
| 4.3.1 模型验证 |
| 4.3.2 蜂窝板芯层厚度比和航天器柔性对系统频率的影响 |
| 4.4 姿态机动-结构振动协同控制仿真 |
| 4.4.1 PD控制器仿真结果 |
| 4.4.2 PD+IS控制器仿真结果 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 姿态机动航天器热诱发刚柔耦合振动与控制 |
| 5.1 柔性航天器刚-柔-热耦合动力学模型 |
| 5.2 具有热辐射边界条件的太阳翼热分析 |
| 5.3 姿态机动航天器热-结构耦合分析 |
| 5.3.1 太阳翼热分析显式有限差分算法的有效性验证 |
| 5.3.2 热-结构耦合求解方案 |
| 5.3.3 不同姿态机动角和阻尼条件下的热-结构耦合响应 |
| 5.3.4 热流入射角的影响 |
| 5.4 太阳热流照射下航天器的姿态机动-结构振动协同控制 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（8）挠性自旋卫星角动量转移过程分析与仿真（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源 |
| 1.2 研究背景与意义 |
| 1.3 柔性航天器动力学建模研究现状 |
| 1.3.1 柔性航天器动力学建模的国外研究现状 |
| 1.3.2 柔性航天器动力学建模的国内研究现状 |
| 1.4 多柔体动力学方程数值计算研究现状 |
| 1.5 本文研究内容 |
| 第2章 挠性航天器动力学建模与分析基础理论 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 航天（卫星姿态）动力学坐标系基础 |
| 2.3 刚体运动学基础 |
| 2.4 柔性体运动学基础 |
| 2.5 柔性航天器动力学建模基础 |
| 2.6 准刚体自旋的最大轴原理 |
| 2.7 刚性方程的数值求解 |
| 2.8 本章小结 |
| 第3章 挠性自旋卫星的动力学建模及数学预处理 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 挠性自旋卫星系统的动力学建模 |
| 3.2.1 挠性卫星模型的物理建模简化 |
| 3.2.2 系统动力学建模参考坐标系的确定 |
| 3.2.3 系统运动学描述 |
| 3.2.4 系统的拉格朗日函数计算 |
| 3.2.5 整星刚柔耦合系统动力学方程 |
| 3.3 系统动力学方程的数学预处理 |
| 3.3.1 系统动力学方程的简化变形 |
| 3.3.2 二阶动力学方程的一阶状态方程化 |
| 3.4 挠性太阳帆板卫星的刚柔耦合阵的计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 挠性自旋卫星系统动力学仿真分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 挠性太阳帆板自旋卫星的刚柔耦合阵计算 |
| 4.3 多种数值方法仿真对比分析 |
| 4.3.1 算法一：隐式单步法之梯形算法（ode23t） |
| 4.3.2 算法二：隐式单步法之TR-BDF2算法（ode23tb） |
| 4.3.3 算法三：隐式单步法之二阶Rosenbrock算法（ode23s） |
| 4.3.4 算法四：隐式多步法之NDF算法（ode15s） |
| 4.3.5 算法五：自编隐式二级四阶龙格库塔方法 |
| 4.4 太阳帆板结构阻尼对挠性自旋卫星角动量转移的影响 |
| 4.5 太阳帆板密度对挠性卫星角度转移的影响 |
| 4.6 整体转动惯量对挠性自旋卫星角动量转移的影响 |
| 4.7 整星质量布局对挠性自旋卫星角动量转移的影响 |
| 4.8 不同初始自旋角速度对挠性自旋卫星角动量转移的影响 |
| 4.9 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其他成果 |
| 致谢 |
（9）不完全螺纹空间解锁装置的研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外非火工空间解锁装置研究现状 |
| 1.2.1 国外非火工空间解锁装置研究现状 |
| 1.2.2 国内非火工空间解锁装置研究现状 |
| 1.2.3 非火工空间解锁装置存在的主要问题 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 不完全螺纹空间解锁装置方案设计及结构参数计算 |
| 2.1 不完全螺纹空间解锁装置方案设计 |
| 2.2 螺纹选型及参数确定 |
| 2.3 螺纹强度校核计算 |
| 2.4 螺纹非自锁特性计算 |
| 2.5 螺纹变形计算 |
| 2.6 上螺母限位凸台强度分析 |
| 2.7 扭转弹簧尺寸及参数确定 |
| 2.8 压缩弹簧尺寸及参数确定 |
| 2.9 轴承选型 |
| 2.10 本章小结 |
| 第3章 不完全螺纹空间解锁装置仿真分析 |
| 3.1 不完全螺纹空间解锁装置有限元分析 |
| 3.1.1 有限元法简介 |
| 3.1.2 基于ANSYS的空间解锁装置结构静力学分析 |
| 3.1.3 基于ANSYS Workbench的空间解锁装置承载分析 |
| 3.2 不完全螺纹空间解锁装置动力学仿真 |
| 3.2.1 ADAMS软件基本计算算法 |
| 3.2.2 ADAMS坐标系 |
| 3.2.3 动力学方程及求解 |
| 3.2.4 ADAMS软件分析过程综述 |
| 3.2.5 基于ADAMS的空间解锁装置动力学仿真 |
| 3.2.6 动力学仿真结果与分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 不完全螺纹空间解锁装置地面试验 |
| 4.1 不完全螺纹空间解锁装置功能试验及解锁时间测试 |
| 4.2 不完全螺纹空间解锁装置预紧力测试 |
| 4.2.1 不完全螺纹空间解锁装置预紧力的标定 |
| 4.2.2 不完全螺纹空间解锁装置承载力测试 |
| 4.3 不完全螺纹空间解锁装置冲击测试试验 |
| 4.4 不完全螺纹空间解锁装置高低温环境试验 |
| 4.5 不完全螺纹空间解锁装置质量测试 |
| 4.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间公开发表论文 |
| 致谢 |
（10）探测器盘旋/软着陆小天体的自主最优制导与滑模控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景及意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 研究目的及意义 |
| 1.2 小天体附近探测器控制方法研究现状 |
| 1.2.1 探测器的轨道动力学 |
| 1.2.2 探测器的主动控制方法 |
| 1.3 最优制导方法研究现状 |
| 1.3.1 间接法 |
| 1.3.2 直接法 |
| 1.4 滑模控制方法研究现状 |
| 1.4.1 抖振抑制问题 |
| 1.4.2 有限时间控制问题 |
| 1.5 主要内容及章节安排 |
| 第2章 基于优化算法的软着陆最优轨迹设计方法 |
| 2.1 探测器轨道动力学建模 |
| 2.2 基于伪谱法和SQP的能量最优轨迹设计 |
| 2.2.1 问题描述 |
| 2.2.2 伪谱法和SQP原理 |
| 2.2.3 仿真分析 |
| 2.3 基于同伦法和初值猜测技术的燃料最优轨迹设计 |
| 2.3.1 问题描述 |
| 2.3.2 同伦法与初值猜测技术 |
| 2.3.3 仿真分析 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 基于神经网络的软着陆自主最优制导方法 |
| 3.1 自主最优制导方法的结构 |
| 3.2 基于GRBFNN的自主最优制导 |
| 3.2.1 GRBFNN算法 |
| 3.2.2 仿真分析 |
| 3.3 基于B-ELM的低成本自主最优制导 |
| 3.3.1 B-ELM算法 |
| 3.3.2 仿真分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 基于滑模算法的探测器轨迹追踪鲁棒控制方法 |
| 4.1 误差动力学建模 |
| 4.2 基于滑模双阈值触发器的常推力控制 |
| 4.2.1 常推力控制器设计 |
| 4.2.2 仿真分析 |
| 4.3 基于自适应超螺旋算法的连续推力控制 |
| 4.3.1 AGSTA控制器设计 |
| 4.3.2 仿真分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 探测器盘旋Tumbling小天体的轨道/姿态控制方法 |
| 5.1 探测器轨道的鲁棒LQR控制 |
| 5.1.1 轨道动力学建模 |
| 5.1.2 RLQR控制器设计 |
| 5.1.3 SMG-RLQR控制器设计 |
| 5.1.4 仿真分析 |
| 5.2 探测器姿态的连续有限时间控制 |
| 5.2.1 姿态动力学建模 |
| 5.2.2 NTSM-AGSTA控制器设计 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 个人简历及在学期间研究成果 |
| 致谢 |
四、Spacecraft motion analysis about rapid rotating small body（论文参考文献）
- [1]小卫星编队轨迹规划与控制方法研究[D]. 王倩. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [2]航天器相对翻滚目标近距离姿轨控制方法研究[D]. 刘将辉. 国防科技大学, 2019(01)
- [3]带大惯量旋转载荷的卫星平台不平衡力矩在轨估计[D]. 柴利鹏. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [4]捆绑连接结构局部非线性及对火箭动力学行为的影响分析[D]. 曹爽. 国防科技大学, 2019(01)
- [5]变参数挠性航天器动力学与控制研究[D]. 王杰. 国防科技大学, 2017(02)
- [6]液体大幅晃动等效力学模型及航天器刚—液—柔—控耦合动力学研究[D]. 邓明乐. 北京理工大学, 2017
- [7]航天器姿态运动与太阳翼结构振动耦合分析及协同控制[D]. 刘伦. 哈尔滨工业大学, 2017(01)
- [8]挠性自旋卫星角动量转移过程分析与仿真[D]. 陶然. 哈尔滨工业大学, 2017(02)
- [9]不完全螺纹空间解锁装置的研究[D]. 何雨恒. 大连海事大学, 2017(07)
- [10]探测器盘旋/软着陆小天体的自主最优制导与滑模控制方法研究[D]. 张鹏. 吉林大学, 2016(08)