一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法 被引量：6

1

作者 倪智宇 刘金国 吴志刚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期1097-1106,共10页

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题,提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比,改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵,而... 针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题,提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比,改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵,而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计,从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上,利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中,建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型,分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况,利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数,而且与原方法相比具有更高的计算效率。 展开更多

关键词 模态参数辨识 大型挠性航天器 递推子空间方法 时变系统 仿射投影算法

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利用改进TW-API方法在轨辨识挠性航天器时变模态参数 被引量：6

2

作者 倪智宇 邬树楠 +1 位作者 吴志刚 谭述君 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期769-776,共8页

考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性,提出一种改进的截断窗逼近幂迭代(TW-API)追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题,改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程,显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时... 考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性,提出一种改进的截断窗逼近幂迭代(TW-API)追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题,改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程,显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时间。还将该方法与经典投影估计子空间跟踪(PAST)方法和逼近幂迭代(API)递推方法进行了计算量对比与分析。为检验四种方法用于航天器模态参数辨识的效果,选取ETSVIII卫星为对象进行数值仿真。通过实际计算时间的比较,校验了改进TW-API方法在大型挠性航天器时变模态参数在轨辨识方面的有效性。 展开更多

关键词 模态参数辨识 大型挠性航天器 在轨辨识 时变系统

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大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制 被引量：5

3

作者 管萍 吴希岩 +1 位作者 戈新生 曹彧腾 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期476-485,共10页

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处... 针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。 展开更多

关键词 大型挠性航天器 姿态控制 模型预测控制 反馈控制 振动抑制

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基于扰动观测器的大挠性航天器姿态预见控制

4

作者 包燕伟 管萍 +1 位作者 戈新生 曹彧腾 《北京信息科技大学学报（自然科学版）》 2024年第3期8-15,共8页

针对航天器的大型挠性附件振动会严重影响其姿态控制的问题,设计了基于扰动观测器的信息融合姿态预见控制器。将挠性附件振动引起的不确定项视作对姿态的复合扰动,设计扰动观测器对该复合扰动进行实时估计。在此基础上,通过融合期望轨... 针对航天器的大型挠性附件振动会严重影响其姿态控制的问题,设计了基于扰动观测器的信息融合姿态预见控制器。将挠性附件振动引起的不确定项视作对姿态的复合扰动,设计扰动观测器对该复合扰动进行实时估计。在此基础上,通过融合期望轨迹和系统动态方程等信息,依据信息融合理论,推导了大挠性航天器的姿态预见控制律,用以改善航天器姿态系统的控制性能。所设计的姿态控制算法具有设计过程简单及容易实现等优点。仿真结果表明,所设计的控制策略对挠性附件振动具有较好的抑制作用,航天器姿态角能快速达到期望指令,具有良好的控制特性。 展开更多

关键词 大挠性航天器 扰动观测器 信息融合 预见控制

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基于Lyapunov理论的卫星大挠性太阳能帆板分布式自适应振动抑制控制方法 被引量：1

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作者 张刘 曾庆铭 +1 位作者 赵寰宇 范国伟 《吉林大学学报（工学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2676-2685,共10页

提出了一种分布式自适应振动抑制控制方法,有效抑制了卫星大挠性帆板在轨振动问题。考虑作动器和传感器的安装位置对控制效果的影响,通过分析邻接子模块之间振动和输出力的耦合影响,基于Lyapunov理论设计了完整的分布式自适应控制器。... 提出了一种分布式自适应振动抑制控制方法,有效抑制了卫星大挠性帆板在轨振动问题。考虑作动器和传感器的安装位置对控制效果的影响,通过分析邻接子模块之间振动和输出力的耦合影响,基于Lyapunov理论设计了完整的分布式自适应控制器。仿真结果表明,在外界持续干扰等情况下,本文设计的分布式控制系统与基于线性二次型调节器(LQR)的分布式控制方法相比抑振时间缩短了40%,与集中式控制方法相比抑振时间缩短了50%,得到了更良好的在轨抑振效果,对于卫星的稳定运行具有重要意义。 展开更多

关键词 分布式控制 自适应控制 大挠性航天器 李雅普诺夫理论 振动抑制

原文传递

大挠性航天器的自触发模型预测控制

6

作者 黄明亮 管萍 +1 位作者 戈新生 曹彧腾 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2023年第6期59-67,共9页

针对大挠性附件的剧烈振动严重影响大型挠性航天器姿态精度的问题,设计了基于自触发机制的模型预测姿态控制策略。不同于传统模型预测控制策略需要在每个采样时刻求出最优控制序列,自触发模型预测控制仅在触发时刻求解优化问题算出最优... 针对大挠性附件的剧烈振动严重影响大型挠性航天器姿态精度的问题,设计了基于自触发机制的模型预测姿态控制策略。不同于传统模型预测控制策略需要在每个采样时刻求出最优控制序列,自触发模型预测控制仅在触发时刻求解优化问题算出最优控制序列。根据自触发算法计算下一个触发时刻和预测时域,在到达下一个触发时刻前,取最优控制序列中前几步控制量施加到实际系统中,从而降低优化问题的求解频率,缩短控制策略的在线计算时间。所设计的自触发控制可使系统状态快速进入终端集,而后切换为状态反馈控制姿态快速跟踪上期望值。最后,开展了仿真校验。仿真结果表明,所设计的控制算法能控制大挠性航天器迅速达到期望姿态,具有较好的控制特性。 展开更多

关键词 大挠性航天器 姿态控制 模型预测控制 自触发控制

原文传递

基于自触发的大挠性航天器模型预测姿态控制 被引量：1

7

作者 赵桐 管萍 +1 位作者 戈新生 曹彧腾 《北京信息科技大学学报（自然科学版）》 2022年第2期22-29,共8页

针对大挠性航天器,考虑其控制量受限,设计了自触发模型预测姿态控制系统。在控制量更新时刻,基于模型求解优化问题推导出预测控制序列,取控制序列的前若干步来控制实际系统。不同于传统模型预测控制需要在每个采样时刻求解优化问题,该... 针对大挠性航天器,考虑其控制量受限,设计了自触发模型预测姿态控制系统。在控制量更新时刻,基于模型求解优化问题推导出预测控制序列,取控制序列的前若干步来控制实际系统。不同于传统模型预测控制需要在每个采样时刻求解优化问题,该控制方法采用自触发策略确定控制量更新时刻和预测时域,以有效减少优化问题的求解次数,从而缩短了控制算法的在线计算时间,使系统状态能快速进入终端区域,然后采用状态反馈控制使姿态角迅速到达期望值,证明了控制算法的可行性及自触发预测姿态控制系统的稳定性。仿真结果表明,该姿态控制方法可使大挠性航天器姿态角快速跟踪姿态角期望值,有较好的动静态性能。 展开更多

关键词 大挠性航天器 姿态控制 模型预测控制 自触发控制

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航天器周期时变模态参数闭环在轨辨识的子空间方法

8

作者 倪智宇 谭述君 吴志刚 《空间控制技术与应用》 2014年第4期14-19,共6页

考虑在轨闭环航天器的参数辨识,利用子空间方法辨识大型闭环航天器的周期时变模态参数和控制器的增益参数.讨论了反馈控制器增益矩阵在状态空间方程中的坐标变换情况.利用该方法对所建立的ETS-Ⅷ卫星模型的模态参数和控制器增益参数进... 考虑在轨闭环航天器的参数辨识,利用子空间方法辨识大型闭环航天器的周期时变模态参数和控制器的增益参数.讨论了反馈控制器增益矩阵在状态空间方程中的坐标变换情况.利用该方法对所建立的ETS-Ⅷ卫星模型的模态参数和控制器增益参数进行辨识,通过验证闭环系统的响应值,说明该方法在航天器的模态参数闭环辨识中是有效的. 展开更多

关键词 模态参数辨识 周期时变系统 闭环系统辨识 大型柔性航天器 坐标变换

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地球同步轨道薄膜太阳帆的姿态轨道控制方法 被引量：2

9

作者 武云丽 赵天一 +1 位作者 左华平 孟斌 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第S02期139-151,共13页

薄膜太阳帆(FSS)是集推进、发电和姿轨控功能于一体化的超大型挠性太阳帆式航天器,通过调整薄膜反射率产生可变推力和力矩,实现其姿态和轨道运动控制。结合薄膜太阳帆在地球同步轨道运行时的受力特性进行了轨道漂移分析。通过建立薄膜... 薄膜太阳帆(FSS)是集推进、发电和姿轨控功能于一体化的超大型挠性太阳帆式航天器,通过调整薄膜反射率产生可变推力和力矩,实现其姿态和轨道运动控制。结合薄膜太阳帆在地球同步轨道运行时的受力特性进行了轨道漂移分析。通过建立薄膜太阳帆动力学模型及受力模型,提出了调整帆面角度轨道修正方法以及基于薄膜光压力矩角动量卸载的长期在轨对日定向面内双轴动量轮稳定控制方法。通过系统仿真验证表明所提的轨道修正和对日定向控制方法是合理有效的,可使薄膜太阳帆长期在定点位置维持对日定向。 展开更多

关键词 薄膜太阳帆 地球同步轨道 姿态和轨道控制 超大型挠性航天器 薄膜反射率

原文传递

基于主动约束层阻尼控制的大型挠性航天器动力学模型 被引量：3

10

作者 刘志臻 李东旭 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2007年第2期1-9,共9页

以大型挠性航天器简化模型——中心刚体和固接板混合系统为对象,同时考虑板表面粘贴的主动约束层阻尼结构,根据拟坐标拉格朗日方程,建立了包含所有高阶小量的完整动力学模型。建模时,采用混合坐标描述中心刚体和主动约束阻尼板的运动,用... 以大型挠性航天器简化模型——中心刚体和固接板混合系统为对象,同时考虑板表面粘贴的主动约束层阻尼结构,根据拟坐标拉格朗日方程,建立了包含所有高阶小量的完整动力学模型。建模时,采用混合坐标描述中心刚体和主动约束阻尼板的运动,用Golla-Hughes-Mctavish模型描述阻尼材料的复模量。基于该动力学模型可进行空间柔性板振动的主动约束阻尼控制器设计和大型挠性航天器的姿态动力学研究。 展开更多

关键词 混合坐标 拟坐标拉格朗日方程 主动约束层阻尼板 动力学模型大型挠性航天器

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大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展 被引量：66

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作者 曹登庆 白坤朝 +4 位作者 丁虎 周徐斌 潘忠文 陈立群 詹世革 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第1期1-13,共13页

随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态... 随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等). 展开更多

关键词 大型柔性航天器 空间结构 非线性动力学 振动控制 姿轨控 多体系统动力学

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