挠性卫星

摘要： 针对存在外部扰动与输入饱和的挠性卫星姿态机动控制问题,给出一种基于观测器的抗饱和H∞控制方法.根据该挠性卫星姿态系统的结构特征,设计出基于降维观测器的状态反馈H∞控制器.以此为基础,采用区域极点配置理论进一步改善控制性能指标.此外,在不增加控制系统维数的情况下,通过执行器的输入输出差设计抗饱和补偿器来消除饱和的影响.最后,数值仿真实例验证了文中方法的有效性和优势.

摘要： 研究了挠性卫星的姿态跟踪控制问题,设计了一种RBF网络摩擦补偿滑模控制算法.首先,根据挠性卫星姿态控制系统的成像模式推导了挠性卫星姿态运动模型.其次,根据误差四元数描述的跟踪误差运动模型,引入经典滑模控制作为主控制框架,考虑到对观测干扰的抑制,加入扩张观测器(ESO)来观测系统总扰动.最终,使用RBF网络摩擦补偿系统来近似估计在线切换项,实现滑模控制律中切换增益的平滑,从而减小系统振动.理论推导并证明该方法的收敛性,并与传统的RBF网络逼近的自适应控制进行仿真比较,验证了理论结果.

摘要： 针对挠性卫星在轨姿态快速机动的需求,开展了星体姿态机动控制方法及控制实现研究.基于建立的挠性卫星姿态跟踪控制误差方程,给出了PD控制与补偿控制相结合的姿态跟踪控制器形式;考虑系统实现的时延影响,利用经典频率分析方法选择了兼顾系统稳定性及宽带控制的控制参数;在控制具体实现中,采用一种新型的基于力矩矢量调节奇异规避操纵策略,克服常规鲁棒奇异规避操纵存在的框架“锁死”现象,在解决奇异规避的同时避免激发挠性振动.所提出方法的有效性通过了在轨验证.%The problems of the attitude maneuver control method and its actual application realization for flexible satellites are investigated.An attitude tracking controller which combines the PD control with compensation strategy is proposed,and the controller parameters,which can guarantee both system stability and wide-band control,are achieved by employing the classical frequency-domain design technique for a flexible satellite system in case of time lag.In the control system implementation based on the control moment gyros (CMG),a novel CMG steering strategy by directly adjusting torque command vector is adopted to overcome the gimbal locked phenomenon of the traditional singularity robust steering law,as well as to avoid the singularity without exciting the flexible mode vibration.The effectiveness of the proposed method is sufficiently verified by an in-orbit flexible satellite.

摘要： 以多样成像模式对挠性敏捷卫星姿态的快速机动控制为需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(control moment gyroscope,CMG)群为执行机构的挠性卫星,提出基于三段式正弦角加速度的姿态路径规划方法及具有滚动优化思想的跟踪控制算法.在姿态机动路径规划方法设计中,融合谱分析及非线性优化方法,设计了兼顾卫星姿态机动快速性及抑制挠性附件振动性能的姿态轨迹;为实现对规划姿态轨迹的高精度跟踪,综合加权优化指标及奇异性、执行机构能力等约束,设计了金字塔构型CMG群框架角速度的非线性模型预测(nonlinear model predictive control,NMPC)跟踪控制律.在转动惯量存在测量误差及空间干扰情况下,多种姿态机动仿真表明,本文提出的控制方法是有效的,且表现出较强的鲁棒性.

摘要： 对具挠性附件的大椭圆轨道卫星快速姿态机动控制进行了研究.针对此类卫星的非线性姿态动力学特点,用非线性矩阵二阶系统形式建立了卫星刚体与柔性结构模态耦合的动力学模型,用反馈非线性化将其转换为一类多胞线性参变系统.针对该系统设计线性状态反馈控制律实现区域极点配置,将相应控制律参数的求解转换为线性矩阵不等式约束下的凸优化问题.仿真结果表明:所提控制方法可同时实现挠性卫星的快速机动控制和挠性振动的有效抑制,能满足大椭圆轨道运行的挠性卫星完成不同观测区域切换的姿态控制任务.研究为大椭圆轨道挠性卫星的小角度快速机动控制提供了理论支撑.

摘要： In view of the small satellite fast attitude maneuver,a satellite control method for fast attitude maneuver and stabilization based on particle swarm optimization(PSO)was proposed.First,this method does the path planning which the initial position of particle population is as the finish time for satellite maneuver acceleration period;then in this path planning the maintenance tracking control was used for tracking,and in the end of the maneuver path,the golden section control and logic differential control were used to make stability control;at last,the time of satellite attitude maneuver to target angle and stable was taken as adaptive value to find out an optimal path in the conditions of this combined control method and other limit to attitude maneuver and stability control.This control method can do optimal maneuver and stability control according to the actual dynamic characteristics,environmental characteristics of the astral,constraints and control performance.Applying this method to the small satellite attitude control,simulation results show the effectiveness of the method.%针对小卫星快速姿态机动要求,提出一种基于粒子群优化(PSO)算法的卫星快速姿态机动及稳定控制方法.该方法首先以粒子种群的初始位置为卫星机动加速阶段终点时刻进行路径规划,然后针对规划好的路径利用维持跟踪控制进行姿态机动,在路径末端利用黄金分割和逻辑微分进行稳定控制,最后以卫星姿态到达目标角度且保持稳定的时间作为适配值,寻找出一条在该组合控制方法和限制条件下的最优路径进行姿态机动及稳定控制.该控制方法能够根据星体的实际动力学特性、环境特征、限制条件及控制性能进行最优机动及稳定控制.将该方法应用到小卫星的姿态机动控制中,仿真结果表明该方法有效.

摘要： Considering external disturbances and flexible vibration ,a scheme for satellites high stability at-titude control and its parameter tuning method are presented .Traditional PD controller was applied to real-ize attitude stabilization combining with the disturbance compensator .The disturbance compensator was designed using robust model matching principle .By reducing the magnitude-frequency response from dis-turbances to angular velocities ,the attitude stability was improved .Transfer function models were provided according to the flexible effects being regarded as generalized disturbances or not ,respectively.Then the frequency characteristics of the system were analyzed through frequency domain method to demonstrate the effectiveness of the disturbance compensator .And it is proved that the system can reach robust stability . Simulation results show that the attitude control strategy effectively improve the precision and stability and suppresses the flexible vibration .The proposed method is easy to achieve and suitable for engineering ap-plication .%在考虑外界干扰和挠性振动的影响下，针对卫星姿态的高稳定度控制需求提出了一种控制方案，并给出控制参数的整定方法。采用传统的PD控制结合干扰补偿器的控制方法完成姿态稳定任务。干扰补偿器的设计运用了鲁棒模型匹配的原理，并通过减小干扰输入到角速度输出的幅频响应以提高姿态控制的稳定度。分别给出了挠性影响化作广义干扰和未化作广义干扰时的传递函数模型，然后用频域分析的方法分析了引入干扰补偿器后系统的开环特性以及干扰抑制的性能，并证明了系统的鲁棒稳定性。仿真表明，所采用的姿态控制方法有效抑制了挠性振动，并提高了姿态控制的精确度与稳定度。方法设计简单，容易实现，适于工程应用。

摘要： 针对挠性卫星在轨高精度控制需求,提出一种以飞轮为执行机构、星敏为测量元件的挠性卫星模态参数辨识技术.对卫星整体进行动力学建模并作线性化化简,导出了特征系统实现(ERA)和OKID算法.根据星上实现,给出了相应的辨识策略:构造状态观测器,推导与初始条件无关的Markov参数,再用该参数对系统进行辨识.由数学仿真验证该方法的可行性,结果表明:该辨识算法能有效辨识出整星的模态参数,且在一定的噪声影响下仍能保证辨识的精度,OKID+ERA算法的频率辨识精度优于2％,系统阻尼辨识精度优于10％,有一定的工程应用价值.

摘要： 针对挠性卫星姿态系统,研究了基于区域极点配置的姿态镇定控制问题.通过对姿态系统进行近似线性化处理,并应用线性矩阵不等式(LMI)技术给出一种基于降维观测器的状态反馈控制方法.该方法根据分离原理,分别采用区域极点配置和极点配置定理设计控制器和观测器.对某挠性卫星模型进行数值仿真,并与一种非线性控制方法做比较研究.仿真结果表明该方法兼顾了卫星姿态系统的动态和稳态性能,且在小角度姿态镇定控制上具有显著优势.

摘要： 针对挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的路径优化问题,研究了一种基于云多目标粒子群算法(CMOPSO)的姿态机动路径优化方法.为了解决云多目标粒子群算法寻优初期可能出现粒子陷入局部最优的问题,提出了一种随迭代次数呈反正切函数变化调整惯性权重的改进云多目标粒子群算法.针对挠性卫星大角度姿态机动问题,考虑挠性卫星姿态机动过程中角加速度和角速度的限制,建立了姿态机动路径参数的多目标优化模型,并采用改进的CMOPSO进行优化.仿真结果验证了所提改进的云多目标粒子群算法在挠性卫星姿态快速机动快速稳定控制中的有效性.

摘要： 挠性卫星最优控制的求解方法,可以分为直接法和间接法.直接法利用极大值原理求解两点边值问题,其难点在于收敛性很难保证;间接法将该问题转化为容易求解的最优化问题,然后利用线性规划或者非线性规划方法求解.由于直接法求解困难,利用间接法思想,将问题转化为一组非线性方程组的求解.求解时,利用同伦连续法得到方程组几乎所有的解,然后利用极大值原理的必要条件验证得到最优解.仿真求解了无阻尼4阶挠性系统的最优解和小阻尼2阶挠性系统的最优解.研究结果表明:3阶以上模态对机动时间和残差影响很小,小挠性阻尼对于总机动时间影响也很小.

摘要： 研究了采用五棱锥构形的单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组合控制系统实现挠性卫星小角度姿态快速机动及稳定控制的问题.首先建立了带太阳帆板的挠性卫星姿态动力学模型,在分析五棱锥构形的6个SGCMG组合特点的基础上,建立五棱锥构形的SGCMG动力学模型,进而分别设计了有效避免SGCMG出现奇异的框架角速度操纵律和卫星姿态控制律.最后,分别针对卫星滚动轴和俯仰轴姿态机动0.64°和0.8°两种小角度的情况,采用五棱锥构形的SGCMG控制系统仿真模型实现挠性卫星姿态的快速机动和稳定控制,数值仿真结果表明所设计五棱锥构形的SGCMG框架角速度操纵律和卫星姿态控制律不仅能实现卫星小角度快速机动稳定、满足高精度和高稳定度的姿态控制指标要求,同时能很好抑制太阳帆板的挠性振动.

摘要： 针对挠性卫星本身存在的参数不确定性和外部扰动的控制问题，设计了以径向基函数神经网络和小脑神经网络为基础的复合变结构智能控制器。该控制器利用变结构控制系统对被控对象的模型误差、参数变化及外扰等的不敏感性的优点，再结合神经网络能够迅速逼近未知函数、泛化能力强的特点，可以适应挠性卫星参数不确定性和抑制外加干扰，实现对挠性卫星的有效控制。仿真结果表明复合控制能够提高卫星姿态的稳态精度和快速性。

摘要： 本文研究挠性卫星姿态跟踪与振动抑制控制策略。以轮控挠性卫星为研究对象，基于角动量守恒原理，构造了挠性卫星模态观测器，运用Lyapunov稳定性理论，设计了挠性卫星姿态控制器，通过引入模态估计信息达到抑制振动的目的，并给出了闭环系统全局渐近稳定性证明。仿真结果表明，本文提出的姿态控制器对抑制挠性振动、提高卫星姿态控制精度有较好的效果。

摘要： 本文立足于被动控制，对单轴挠性卫星动力学方程做了一定得假设，按照常规的Bang-Bang轨迹和PD控制方法对挠性卫星快速机动进行研究。从假设出发估计了挠性卫星按照刚体卫星Bang-Bang轨迹运动后产生的振动大小，并研究了不同的机动角度时最短时间机动到目标姿态的方法，最后综合考虑了执行机构饱和情况下的机动策略。

摘要： 针对常用的"飞轮-喷气"执行机构模式,采用PID控制和变结构控制方案,对挠性卫星实验装置进行了小角度和大角度机动控制的全物理控制实验,取得令人满意的试验结果.

摘要： 带有大型挠性附件的三轴稳定卫星，其姿态控制存在着很强的非线性和强耦合问题，并且由于挠性附件的振动使控制更加复杂。本文将SDRE(State-Dependent Riccati Equation)控制器引入挠性卫星的姿态控制中，根据SDRE局部渐近稳定的特点保证姿态系统的稳定性，同时利用基于独立模态控制的PPF(Positive Position Feedback)方法对挠性附件振动进行抑制，选取低阶模态，并利用二次最优理论对反馈增益求解。仿真结果表明挠性卫星在受到干扰时可以较好稳定，而且其挠性附件振动迅速衰减，减小对姿态控制影响。

摘要： 本文以带有单块大型太阳能电池翼的挠性卫星为研究对象，研究了卫星在轨作快速姿态机动情形下的刚柔耦合动力学问题。通过将卫星简化为作平面运动的中心刚体＋柔性梁模型，并采用经典的Rayleigh-Ritz法对柔性梁的弹性变形进行离散，由虚位移原理建立了卫星快速姿态机动状态的刚柔耦合动力学模型，最后采用结构动力学中常用的Wilson-θ法对模型进行了数值仿真。仿真结果表明：快速姿态机动条件下，太阳能电池翼等挠性附件的弹性变形不仅会引起卫星中心星体的位置发生变化，即轨道发生改变，而且机动结束后，还会使得卫星的姿态角发生漂移，从而影响卫星的定向精度。

摘要： 针对控制力矩饱和的卫星大角度姿态机动控制问题,设计一种基于特征模型的低增益反馈控制器.根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,计算特征模型的参数范围.介绍低增益饱和控制设计方法,以特征模型为控制对象模型设计低增益饱和控制器,解决控制输入饱和所带来的性能下降甚至不稳定的问题.特征模型有效解决低增益控制器设计方法难以应用于一些复杂对象控制的问题.输入饱和的卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法有效性.

摘要： 本发明的目的在于提供由特定的单体构成的含有(甲基)丙烯酸类聚合物的挠性图像显示装置用粘合剂组合物、由上述粘合剂组合物形成的挠性图像显示装置用粘合剂层、通过使用上述粘合剂层及光学层叠体而得到的对重复的弯曲也不会剥离、且耐弯曲性、密合性优异的挠性图像显示装置用层叠体、以及配置有上述挠性图像显示装置用层叠体的挠性图像显示装置。本发明的挠性图像显示装置用粘合剂组合物包含含有具有反应性官能团的单体和(甲基)丙烯酸类单体作为单体单元的(甲基)丙烯酸类聚合物，所述具有反应性官能团的单体选自含羟基单体、含羧基单体、含氨基单体、及含酰胺基单体中的1种以上，所述(甲基)丙烯酸类单体具有碳原子数1～24的直链状或支链状烷基，其中，在构成上述(甲基)丙烯酸类聚合物的全部单体中含有0.02～10重量％的上述具有反应性官能团的单体。

摘要： 提供一种当用作印刷线路板的粘合剂时，在固化成型后具有优越的粘合性的、并且提供优越的印刷线路板的电特性的阻燃性树脂组合物；以及使用这种树脂组合物的挠性印刷线路板用金属箔层压板、覆盖层、挠性印刷线路板用粘合片、和挠性印刷线路板。这种阻燃性树脂组合物包含一种热固性树脂、固化剂、以及含磷聚合物。

摘要： 本发明的目的在于提供对重复的弯曲也不会剥离、断裂、且耐弯曲性、密合性优异的挠性图像显示装置用粘合剂层、包含上述挠性图像显示装置用粘合剂层的挠性图像显示装置用层叠体、以及配置有上述挠性图像显示装置用层叠体的挠性图像显示装置。本发明的挠性图像显示装置用粘合剂层由含有(甲基)丙烯酸类聚合物的粘合剂组合物形成，其中，上述(甲基)丙烯酸类聚合物的重均分子量(Mw)为100万～250万，上述粘合剂层的玻璃化转变温度(Tg)为0°C以下。

摘要： 本发明的目的在于提供对重复的弯曲也不会剥离、断裂、且耐弯曲性、密合性优异的挠性图像显示装置用粘合剂层、包含上述挠性图像显示装置用粘合剂层的挠性图像显示装置用层叠体、以及配置有上述挠性图像显示装置用层叠体的挠性图像显示装置。本发明的挠性图像显示装置用粘合剂层由含有(甲基)丙烯酸类聚合物的粘合剂组合物形成，其中，上述(甲基)丙烯酸类聚合物的重均分子量(Mw)为100万～250万，上述粘合剂层的玻璃化转变温度(Tg)为0°C以下。

摘要： 本发明提供即使在重复使用具有可卷绕的显示部的挠性图像显示装置的情况下，也能够抑制卷折印等痕迹残留、并且能够抑制构成该装置的层剥离的粘合片。本发明的粘合片的1000％模数为0.01～0.6N/mm2，凝胶分数为30％以上。粘合片用于具有可卷绕的显示部的挠性图像显示装置内的层叠体。

摘要： 本发明公开一种用于挠性卫星挠性振动评估的地面物理仿真验证系统，该系统包含：模拟太阳能电池阵，其通过调节模拟太阳能电池阵与卫星中心体安装的不同角度，模拟太阳能电池阵的对卫星中心体的不同耦合干扰作用；挠性特性测量与辨识子系统，其电路连接模拟太阳能电池阵，测量模拟太阳能电池阵的挠性振动变形信息。本发明设计全新的挠性振动物理试验模型；在挠性振动物理仿真试验模型的基础上，加入高精度零重力模拟系统、位姿随动系统、干扰激励模拟子系统，确保与卫星的外太空工作环境相吻合；加入试验性能评估子系统和监控子系统，对于挠性振动结果进行评估，对卫星控制系统控制精度进行仿真试验评估。

摘要： 本发明提供了一种航天卫星领域内的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构、太阳阵；卫星本体包括由底板、中板、顶板、隔板、侧板组成的密闭舱体；挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器、天线安装底座，压电堆驱动器连接于天线单元；协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，本体端定子与有限空间二维转子分别安装于底板和天线安装底座；太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，太阳电池片列阵安装于电池阵基板，电池阵基板设置于连接架上，连接架与侧板连接。本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。

摘要： 本发明提供了一种宇航卫星领域内的适用于挠性卫星本体‑挠性体协同控制的方法，包括如下步骤：步骤1，卫星本体‑挠性体系统动力学模型参数辨识；步骤2，生成本体‑挠性体经典PID反馈控制器；步骤3，生成本体‑挠性体逆Bouc‑Wen前馈控制器；步骤4，生成卫星本体‑挠性体协同复合控制器。本发明面向挠性卫星工程研制应用，解决提高大型挠性卫星的超大挠性结构抵抗外界干扰的问题。

摘要： 本发明公开一种用于挠性卫星挠性振动评估的地面物理仿真验证系统，该系统包含：模拟太阳能电池阵，其通过调节模拟太阳能电池阵与卫星中心体安装的不同角度，模拟太阳能电池阵的对卫星中心体的不同耦合干扰作用；挠性特性测量与辨识子系统，其电路连接模拟太阳能电池阵，测量模拟太阳能电池阵的挠性振动变形信息。本发明设计全新的挠性振动物理试验模型；在挠性振动物理仿真试验模型的基础上，加入高精度零重力模拟系统、位姿随动系统、干扰激励模拟子系统，确保与卫星的外太空工作环境相吻合；加入试验性能评估子系统和监控子系统，对于挠性振动结果进行评估，对卫星控制系统控制精度进行仿真试验评估。

摘要： 本发明提供了一种航天卫星领域内的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构、太阳阵；卫星本体包括由底板、中板、顶板、隔板、侧板组成的密闭舱体；挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器、天线安装底座，压电堆驱动器连接于天线单元；协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，本体端定子与有限空间二维转子分别安装于底板和天线安装底座；太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，太阳电池片列阵安装于电池阵基板，电池阵基板设置于连接架上，连接架与侧板连接。本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。