检索结果-内蒙古大学图书馆

宇航学报 2010年第9期31卷 2114-2121页

作者：王峰陈雪芹曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对航天器编队飞行时相对位置保持精度要求高的特点,采用基于线性变参数模型的多项式特征结构配置方法设计椭圆轨道航天器间相对位置控制算法。对于线性变参数控制系统,本文将基于线性定常系统的多项式特征结构配置方法推广以确保系统... 详细信息

针对航天器编队飞行时相对位置保持精度要求高的特点,采用基于线性变参数模型的多项式特征结构配置方法设计椭圆轨道航天器间相对位置控制算法。对于线性变参数控制系统,本文将基于线性定常系统的多项式特征结构配置方法推广以确保系统性能与变化参数间的独立性。在特征结构配置时,先设计带参数变化的控制器结构后计算出带未知控制器增益的设计闭环传递函数,接着将其与含有闭环系统性能的期望传递函数在三个条件下进行匹配,进而获得未知控制器增益的表达式。在设计实际控制椭圆轨道编队飞行MIMO相对位置保持算法时,将系统期望传递函数设为解耦形式来实现三轴位置控制间的解耦控制,达到提高系统控制性能的目的。最后进行相应的数学仿真,其结果表明该算法能够保证系统的高精度位置保持要求。

关键词：航天器设计编队飞行多项式特征结构配置线性变参数高精度相对位置保持

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宽频域的内损耗因子实验辨识方法研究

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振动与冲击 2013年第12期32卷 179-184页

作者：张红亮孔宪仁刘源齐金玲哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

频带平均内损耗因子是利用统计能量分析预示结构振动响应的重要参数之一。论文基于二维平板结构的动力学响应解析解,研究了内损耗因子的实验辨识方法:功率输入法和脉冲响应衰减法。分别利用两种算法由仿真数据辨识结构宽频域的内损耗因... 详细信息

频带平均内损耗因子是利用统计能量分析预示结构振动响应的重要参数之一。论文基于二维平板结构的动力学响应解析解,研究了内损耗因子的实验辨识方法:功率输入法和脉冲响应衰减法。分别利用两种算法由仿真数据辨识结构宽频域的内损耗因子,并重点分析了频率范围和阻尼大小对算法辨识结果的影响。在此基础上,结合两种算法对新型减振复合板材料进行了悬挂振动实验研究。通过各自实验辨识结果的对比分析,得到了减振复合板材料宽频域的内损耗因子实验值,并提出了其经验估计公式,可以为该材料工程应用提供参考。

关键词：统计能量分析内损耗因子初始衰减率功率输入法衰减法

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一类时滞不确定系统鲁棒容错控制方法

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哈尔滨工业大学学报 2012年第9期44卷 14-19页

作者：陈雪芹王峰李冬柏耿云海哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

为提高故障系统的性能,研究了一类时滞不确定系统的鲁棒容错控制问题.针对一类典型的线性时滞不确定系统中执行机构和敏感器发生可修复故障的情况,采用线性矩阵不等式(LMI)方法,设计一种输出反馈H∞鲁棒容错控制方法,使得系统利用余下... 详细信息

为提高故障系统的性能,研究了一类时滞不确定系统的鲁棒容错控制问题.针对一类典型的线性时滞不确定系统中执行机构和敏感器发生可修复故障的情况,采用线性矩阵不等式(LMI)方法,设计一种输出反馈H∞鲁棒容错控制方法,使得系统利用余下的部件仍然能稳定工作,并满足给定系统指标.将该方法在卫星姿态闭环控制系统中进行了数学仿真验证.

关键词： LMI H∞控制鲁棒容错控制卫星姿态控制

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在轨服务航天器对失控航天器参数估计算法研究

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宇航学报 2009年第4期30卷 1396-1403页

作者：王峰陈雪芹曹喜滨哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

为获取空间失控航天器运行参数,采用单目视觉在服务航天器上进行在轨参数估计。对于非合作目标航天器以其外形特征直线为观测对象,采用对偶四元数描述相对位置和姿态,建立视觉相机观测模型和目标器相对运动模型,并以这些模型为基础,以... 详细信息

为获取空间失控航天器运行参数,采用单目视觉在服务航天器上进行在轨参数估计。对于非合作目标航天器以其外形特征直线为观测对象,采用对偶四元数描述相对位置和姿态,建立视觉相机观测模型和目标器相对运动模型,并以这些模型为基础,以位置、姿态及惯量比为估计变量,推导适合IEKF形式的系统状态方程和观测方程。IEKF虑波在虑波周期内能够对状态更新信息进行多次迭代,进而减少了观测方程线性化引起的误差,确保了整个虑波估计的收敛稳定。最后进行了相关算法的数学仿真,仿真结果表明采用文中设计的虑波算法能够实现相应参数的在轨估计。

关键词：飞行器设计在轨服务失控航天器相对运动参数估计

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转速和控制力矩受限下模型独立的航天器拟欧拉姿态机动

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哈尔滨工业大学学报 2006年第9期38卷 1413-1418页

作者：曹喜滨王峰张世杰哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

刚性航天器的初始姿态捕获,要求在敏感器和执行机构物理限制范围内,尽快从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态.根据递阶饱和控制逻辑,设计了一种适用于转速和控制力矩均受限的模型独立的非线性反馈控制规律.给出了该拟欧拉轴... 详细信息

刚性航天器的初始姿态捕获,要求在敏感器和执行机构物理限制范围内,尽快从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态.根据递阶饱和控制逻辑,设计了一种适用于转速和控制力矩均受限的模型独立的非线性反馈控制规律.给出了该拟欧拉轴旋转控制算法的数学仿真,仿真结果表明该算法有效可靠.

关键词：航天器姿态捕获递阶饱和模型独立拟欧拉轴

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用于统计能量分析参数辨识的子空间方法研究

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宇航学报 2011年第12期32卷 2471-2477页

作者：孔宪仁张红亮张也弛哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

利用统计能量分析法预示航天器结构高频动力学响应时,正确估计各子系统的统计能量分析参数至关重要。论文从实验参数辨识角度,基于子空间法的统一理论框架,提出功率流模型辨识/耦合矩阵修正方法(PMI/CMA)辨识系统的内损耗因子和耦合损... 详细信息

利用统计能量分析法预示航天器结构高频动力学响应时,正确估计各子系统的统计能量分析参数至关重要。论文从实验参数辨识角度,基于子空间法的统一理论框架,提出功率流模型辨识/耦合矩阵修正方法(PMI/CMA)辨识系统的内损耗因子和耦合损耗因子参数。首先利用子空间法直接由时域测试数据辨识功率流模型的等价状态空间模型,然后利用辨识模型特征参数修正初始耦合矩阵。耦合矩阵修正方法考虑了子系统间的耦合信息,并通过寻求耦合矩阵初始值相对误差的最小范数解得到修正参数。最后利用两个实际结构分别对算法进行了仿真分析并与功率流实现/统计能量分析模型修正方法(PRM/SMI)进行了对比,验证了PMI/CMA方法的有效性。

关键词：统计能量分析子空间模型辨识内损耗因子耦合损耗因子

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非线性耦合振子间的靶能量传递研究:保守系统中的完全能量传递

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振动与冲击 2012年第1期31卷 150-155页

作者：张也弛孔宪仁张红亮哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

研究了两自由度非线性耦合振子间的靶能量传递现象。基于非线性耦合振子内在保守系统的慢变动力学方程,推导出了该结构的保守系统中两振子间完全能量传递所需要的条件。经数值仿真验证,所推导的方程可准确计算两振子间完全能量传递所需... 详细信息

研究了两自由度非线性耦合振子间的靶能量传递现象。基于非线性耦合振子内在保守系统的慢变动力学方程,推导出了该结构的保守系统中两振子间完全能量传递所需要的条件。经数值仿真验证,所推导的方程可准确计算两振子间完全能量传递所需的初始能量,并适用于强非线性系统。

关键词：靶能量传递非线性耦合振子立方刚度保守系统非线性动力吸振器

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基于欧拉旋转的在轨服务航天器姿态跟踪算法

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宇航学报 2008年第2期29卷 570-575页

作者：王峰曹喜滨张世杰哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

针对在轨服务航天器对目标器交会捕获的任务要求,提出了一种基于欧拉旋转的姿态跟踪控制算法实现对目标器姿态的快速跟踪。算法以误差动力学方程为基础,采用单星姿态机动过程的move-to-rest控制策略,引入实际旋转轴偏离理想欧拉轴系数,... 详细信息

针对在轨服务航天器对目标器交会捕获的任务要求,提出了一种基于欧拉旋转的姿态跟踪控制算法实现对目标器姿态的快速跟踪。算法以误差动力学方程为基础,采用单星姿态机动过程的move-to-rest控制策略,引入实际旋转轴偏离理想欧拉轴系数,在跟踪过程中将该偏差系数控制在预定范围之内,从而实现整个跟踪过程的欧拉旋转。最后进行了数学仿真,仿真结果表明采用文中设计的算法进行的姿态跟踪,整个跟踪过程平滑,跟踪精度高,跟踪路径短,实现了时间上的优化。

关键词：在轨服务服务航天器姿态跟踪欧拉旋转

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柔性航天器大角度机动闭环开关序列控制

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哈尔滨工业大学学报 2011年第11期43卷 11-15,124页

作者：孔宪仁杨正贤廖俊张也弛哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150080

针对柔性航天器大角度姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,提出了一种闭环脉冲序列控制方法.该方法利用姿态角和角速度作为反馈信号,分别使用喷气推力器、反作用飞轮完成姿态的粗、精控制,以实现航天器的快速大角度机动;同时,为实现平稳... 详细信息

针对柔性航天器大角度姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,提出了一种闭环脉冲序列控制方法.该方法利用姿态角和角速度作为反馈信号,分别使用喷气推力器、反作用飞轮完成姿态的粗、精控制,以实现航天器的快速大角度机动;同时,为实现平稳的机动过程,设计成形的喷气开关控制指令,以避免机动过程中推力器激起柔性结构的持续振动.全物理实验结果表明,该方法不仅使航天器完成姿态的机动,而且显著地减少了柔性结构的弹性振动,并且具有节省燃料、算法简单、易于在轨实时计算、工程可行性及有效性高的优点.

关键词：柔性航天器大角度机动喷气开关控制振动抑制全物理实验

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SE(3)上姿轨耦合航天器高精度快速终端滑模控制

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宇航学报 2017年第2期38卷 176-184页

作者：张剑桥叶东孙兆伟哈尔滨工业大学卫星技术研究所哈尔滨150001

针对编队飞行航天器姿轨耦合一体化控制问题,本文提出了一种高精度快速收敛的滑模控制方法。首先,建立了以Lie群SE(3)上指数坐标表示航天器位置和姿态跟踪误差的相对耦合动力学模型。然后以该指数坐标和速度跟踪误差定义的滑模面,设计... 详细信息

针对编队飞行航天器姿轨耦合一体化控制问题,本文提出了一种高精度快速收敛的滑模控制方法。首先,建立了以Lie群SE(3)上指数坐标表示航天器位置和姿态跟踪误差的相对耦合动力学模型。然后以该指数坐标和速度跟踪误差定义的滑模面,设计了一种新型的基于切比雪夫神经网络(CNN)的非奇异快速终端滑模控制器(NFTSMC),实现了跟踪航天器对目标航天器的有限时间跟踪控制,并基于Lyapunov方法证明了系统的稳定性。该控制器无需显式的相对参考状态,不仅能保证滑模到达阶段和滑动阶段的有限时间稳定性,还由于引入仅需期望信号具有强逼近能力的CNN在线自适应估计系统总扰动而获得了较高的控制精度。最后,对主从模式的编队飞行航天器进行了仿真分析,结果表明该方法是有效可行的。

关键词：耦合动力学模型 Lie群SE(3) 非奇异快速终端滑模切比雪夫神经网络高精度

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