导读:本文包含了质量矩论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:质量矩导弹,固定时间控制,二阶滑模
质量矩论文文献综述
赵金龙,郭建国,周军[1]（2019）在《质量矩导弹固定时间二阶滑模控制方法》一文中研究指出针对叁轴稳定的双滑块质量矩导弹,基于动态系统零点配置原理提出一种快速固定时间二阶滑模控制方法。首先建立具有完整耦合动力学特征的质量矩导弹姿态动力学模型;其次,基于典型动态系统进行零点配置原理分析和收敛时间估计;在此基础上,提出动态过程可调节的固定时间二阶滑模控制方法,并对系统收敛时间的上界进行估计;最后,针对质量矩导弹的仿真校验了设计方法的有效性。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年10期）
陆正亮[2]（2018）在《快速机动卫星质量矩姿态控制技术研究》一文中研究指出随着微纳卫星在空间环境感知、通信以及遥感等领域的大规模应用,提升微纳卫星平台的快速轨道机动能力的需求越来越迫切。固体火箭推力器具有密度冲量高、结构简单、性能可靠等优势,未来在微纳卫星大规模星座部署、寿命末期离轨以及空间攻防等任务中有较高的应用前景。但推力器普遍存在的推力偏心力矩容易导致卫星姿态发生翻转,严重影响了变轨精度。本文以应用固体火箭推力器完成变轨任务为背景,提出一种质量矩姿态控制技术来实现微纳卫星快速机动过程中的姿态稳定控制,对其中存在的理论和技术问题进行了较为全面的研究。主要工作包括:一,针对卫星变轨机动对姿态控制的需求,结合固体火箭推力器的扰动力矩特性,设计了一种俯仰加偏航二维活动质量块配置的质量矩姿态控制系统。基于牛顿欧拉法建立了八自由度动力学模型,模型包括叁维系统平动动力学方程、叁维绕形心转动动力学方程以及二维滑块平动动力学方程,在建模过程中首次考虑了固体火箭推力器工作过程中的推进剂质量变化。从模型形式上来看,由于活动质量块运动带来的惯性力以及与星体间的相互作用形成的耦合因素导致动力学模型的形式较为复杂。二,建立了活动质量块运动与姿态角运动之间以及活动质量块驱动力与位移之间的关系表达式,并深入分析了其运动特性。具体开展的工作有:1)通过对推力外力矩的展开式分析得到质量矩控制机理:Y轴和Z轴活动质量块运动时分别产生偏航和俯仰控制力矩,且相互之间不存在协调控制问题;2)展开分析了由于活动质量块运动引入的附加转动惯量、附加惯性力矩、附加哥氏力矩和附加陀螺力矩对姿态角运动的影响,以及由于姿态角运动引入的附加惯性力、附加哥氏力和附加陀螺惯性力对活动质量块位移运动的影响;3)仿真研究了质量矩系统参数对控制系统操纵性能的影响规律,具体包括活动质量块质量比、运动行程,固体推进剂的燃烧方式、结构尺寸,以及活动质量块的安装位置;4)针对活动质量块运动带来的系统抖动以及通道耦合的问题,提出了双对称布局的质量矩执行机构配置形式,修正了姿态控制动力学模型与活动质量块动力学模型,对其动力学特性以及控制性能进行了仿真分析,结果表明:这种构型可以大幅减小附加扰动力矩和附加转动惯量的大小,有效提高质量矩控制系统的操纵性能。叁,对姿态控制模型和质量块位置控制模型进行了合理简化,并分析了其跟踪完整模型的误差情况。针对质量矩控制系统的双回路闭环控制问题,采用了两种控制律设计方法:1)为解决推进剂燃烧过程带来的模型参数不确定及外部扰动,设计了一种动态非线性滑模面,并以俯仰姿态控制以及Z轴滑块位置控制为例推导了全局滑模控制律;2)基于标准退步控制设计了质量矩控制律,为解决“微分爆炸”问题,引入了动态面的控制方法,并基于Lyapunov理论进行了稳定性证明。数值仿真结果表明:使用全局滑模控制器能有效克服外部干扰,具有较强的鲁棒性,但俯仰和偏航通道均存在一定的稳态误差,以及产生了4°和2.6°的超调量;而使用动态面退步滑模控制器得到的活动质量块控制力指令能使得俯仰偏航角能在0.5s内快速稳定,系统输出对指令的跟踪性能良好,在变轨结束后轨道系下X轴速度与理想值的偏差仅为0.024m/s,优于全局滑模控制器。四,为拓展质量矩控制技术在卫星无尾部推力时的应用,研究了低轨卫星在气动力矩作用下的质量矩主动姿态控制方法。通过对低轨卫星受到的环境力矩建模以及与质心运动的相关性分析,论述了气动力矩作为主动姿态控制手段的可行性。在对气动力矩作用下的质量矩控制系统完整建模的基础上,研究了其控制机理,并针对活动质量块个数少于姿态自由度个数这类欠驱动控制系统,推导了欠驱动质量矩滑模控制律,仿真结果表明:对于300km轨道高度的立方星来说,当使用质量矩控制时,俯仰通道以及滚动偏航通道分别在500s和3000s左右归于期望姿态,当采用“柔化函数法”设计控制律时能解决滑块位移抖振的问题。五,基于前文理论研究的基础研制了双对称布局的质量矩执行机构,采用直流无刷伺服直线电机作为驱动功能部件,质量矩控制板以STM32F407芯片为核心,控制程序在FreeRTOS实时操作系统下运行。为对质量矩控制概念以及原理样机性能进行验证,设计了一套质量矩桌面演示系统,提出了加速度计陀螺仪组合测量动态刚体姿态的方案,并基于拉格朗日方程建立了演示系统的动力学模型,最后进行了桌面演示验证。试验结果表明:质量矩原理样机的快速性能优异,响应位置指令的时间仅为30ms左右;桌面演示系统的姿态测量方案能准确地实时跟踪运动刚体的姿态;在桌面演示试验中开启质量矩控制后姿态β角和γ角在2～3s左右能稳定下来,稳定后的β、γ角分别控制在0.2°和0.3°的范围内,实现了质量矩控制概念的演示验证。本文主要对快速机动卫星质量矩姿态控制技术进行了深入探讨和研究,拓宽了质量矩控制技术的应用领域,为推动固体火箭推力器在微纳卫星快速机动领域的实际应用提供了理论和实践基础。(本文来源于《南京理工大学》期刊2018-01-01）
姜春旺[3]（2017）在《质量矩飞行器制导控制问题研究》一文中研究指出导弹机动控制方式从本质上讲均通过调节控制力矩实现,具体实现形式包括两类:调节控制力和控制力臂。传统舵面控制及喷气推力控制均属于调节控制力的范畴,但舵面控制难以解决高速机动过程中的气动烧蚀问题,而喷气推力控制则受限于携带燃料有限且导致固液耦合等缺点。质量矩控制则属于调节控制力臂的范畴,因其执行机构在弹体内部避免了舵面控制气动烧蚀等问题,又因其无需携带额外燃料解决了喷气推力控制携带燃料有限及固液耦合等缺点。鉴于此质量矩控制较传统控制方式优势明显且应用前景广泛,但其独特的控制模式增加了导弹空间运动复杂程度,为制导控制设计带来诸多新的挑战。本文以质量矩飞行器再入机动精确打击为背景,旨在研究双滑块/差动副翼侧滑转弯(skid-to-turn,STT)质量矩飞行器动力学建模、制导控制及其一体化设计问题,从而为质量矩导弹技术的发展提供理论支撑。首先,基于多刚体系统建模方法建立了双滑块/差动副翼STT质量矩飞行器完整空间运动模型。充分考虑质量矩导弹的运动学耦合、惯性耦合及气动惯性交叉耦合等因素,基于动量定理建立了弹体坐标系下弹体质心平动动力学方程,基于动量矩定理建立了弹体坐标系下系统绕弹体质心转动动力学方程,同时建立了再入坐标系下弹体质心平动运动学方程及绕弹体质心转动运动学方程。这些方程完整地描述了质量矩飞行器空间运动机理,揭示了滑块运动与弹体质心平动及绕弹体质心转动的内在联系。与传统舵面控制及喷气控制相比,质量矩飞行器独特的控制机理,即滑块运动与弹体运动之间的内在耦合联系,使得质量矩飞行器空间运动模型较为复杂。其次,针对地面固定目标精确打击问题,分别提出了有/无终端角度约束的有限-r收敛制导律1。1)以弹目距离为参变量描述导弹与目标的相对运动关系,建立了新的制导模型。该制导模型包括两个微分方程,分别描述了视线俯冲运动及视线转弯运动,并且视线俯冲运动微分方程单独解耦。基于该模型的制导律设计既保证了精确性又简化了制导律设计过程。2)基于该制导模型,提出了具有干扰抑制的有限-r收敛制导律,给出了过载形式的制导指令。与传统制导律相比,该制导律理论上保证了视线旋转角速率在弹目距离减小至期望值之前收敛为零。仿真验证了该制导律的正确性。3)基于该制导模型,提出了具有终端角度约束的有限-r收敛制导律,给出了过载形式的制导指令。与传统制导律相比,该制导律理论上保证了视线角偏差及视线旋转角速率在弹目距离减小至期望值之前收敛为零。与比例导引(proportional navigation guidance,PNG)和最优导引(optimal navigation guidance,ONG)的仿真比较结果验证了该制导律的优越性。然后,针对质量矩飞行器姿态控制问题,分别提出了有/无控制输入饱和的有限时间收敛控制律。1)在合理简化基础上建立了质量矩导弹俯仰、偏航和滚转叁通道独立控制模型。基于该控制模型,分别设计了俯仰、偏航和滚转通道有限时间收敛姿态控制律。与传统质量矩导弹姿态控制律相比,该控制律理论上保证了姿态角偏差及其变化率有限时间收敛于原点邻域。2)通过引入扩张状态观测器实现对扰动边界的自适应估计,进而设计了俯仰、偏航和滚转通道控制输入饱和的有限时间收敛姿态控制律。与传统质量矩导弹姿态控制律相比,该控制律理论上保证了控制输入饱和情况下姿态角偏差及其变化率有限时间收敛于原点邻域。通过特征点仿真和全弹道仿真验证了所提有/无控制输入饱和的有限时间收敛姿态控制律的正确性。最后,针对地面逃逸目标精确打击问题,分别提出了叁通道独立/全状态耦合制导控制一体化设计。1)建立了质量矩飞行器俯仰、偏航和滚转叁通道独立制导控制一体化模型。基于鲁棒自适应反演方法设计了一体化控制律,通过鲁棒自适应函数项实现对有界未知扰动的自适应补偿,引入非线性跟踪微分器避免了传统反演控制的“计算膨胀”问题,理论上证明了系统状态跟踪误差及扰动估计误差指数收敛于原点邻域。仿真验证了所提叁通道独立制导控制一体化模型及控制律的正确性。2)建立了质量矩飞行器俯仰、偏航和滚装全状态耦合制导控制一体化模型。基于自适应动态面反演方法设计了一体化控制律,通过鲁棒自适应函数项实现对有界未知扰动的自适应补偿,引入动态面技术避免了传统反演控制的“计算膨胀”问题,理论上证明了系统状态跟踪误差、边界层误差及扰动估计误差指数收敛于原点邻域。仿真验证了所提全状态耦合制导控制一体化模型及控制律的正确性。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2017-03-01）
张美华,赵志远,孙汯[4]（2016）在《样车试制质量矩阵式管理模式研究》一文中研究指出文章对如何实现试制与量产在工艺与质量方面衔接进行了研究,提出试制质量控制矩阵式管理模式,创建样车试制质量云平台,使研发及量产的各条战线并行开展工作,以期在试制造车过程中充分发现问题,确保量产质量。(本文来源于《上海汽车》期刊2016年05期）
高凤杰[5]（2016）在《旋转弹的质量矩/直接力复合控制方法研究》一文中研究指出目前,高超声速临近空间飞行器由于其快速响应和精确打击等优点受到各国的巨大青睐,但同时也对各国空域造成巨大威胁。为了实现对这类飞行器的有效防御,需要寻找一种能够提高反临近空间飞行器的拦截弹响应速度的控制方法。本文以一类采用质量矩/直接力复合控制的高超声速旋转弹为研究对象,主要围绕其姿态控制方法展开研究。首先,根据多刚体动力学原理和牛顿定理,在准弹体坐标系下建立了质量矩/直接力复合控制旋转弹的动力学模型,并在一定的假设条件下对模型进行简化,得到了复合控制系统姿态动力学的状态空间方程。采用非线性动态逆和时标分离相结合的方法设计了其非线性动态逆复合控制器。其次,针对控制力矩分配问题,研究了基于动态逆控制模型的非线性分配算法、链式递增分配算法和改进式链式递增分配算法。对比讨论了叁种分配算法对复合控制系统性能的影响,发现改进链式递增分配算法更适合非线性动态逆控制器。仿真结果证明了动态逆控制器和改进链式递增分配算法的有效性。最后,分析了系统扰动的来源与影响,设计了扩张状态观测器对系统的扰动进行观测,并根据扩张状态观测器的输出对系统进行了相应的扰动补偿。数值仿真结果表明扩张状态观测器对扰动的观测效果及对系统的扰动补偿效果均较好。(本文来源于《北京理工大学》期刊2016-01-01）
姚春明,李小兵,吴博文,白瑞阳[6]（2015）在《质量矩拦截弹变质心执行机构运动分析》一文中研究指出质量矩拦截弹通过驱动变质心执行机构改变导弹质心,进而改变其姿态角,从而实现对拦截弹的机动控制。文中从质量矩拦截弹的动力学问题入手,建立了非线性动力学模型,并对变质心执行机构运动情况进行了理论分析及仿真研究,分析研究了引入变质心执行机构对拦截弹带来的转动惯量、力矩和状态耦合的影响情况,对影响拦截弹快速响应以及耦合特性的主要因素进行了分析,并进行仿真验证,为研究质量矩拦截弹的控制律和实际应用打下基础。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2015年03期）
郭鹏飞[7]（2015）在《旋转弹质量矩控制技术与末制导技术研究》一文中研究指出质量矩控制技术是飞行器控制领域中一种新的控制方式，能够在一定程度上解决气动舵控制在稀薄大气层内控制力不足和高速飞行导弹气动外形的热载荷及其引起的舵面烧蚀等问题，可适用于再入弹头、反导拦截以及水下航行器等多种武器，具有很大的发展潜力与应用前景。然而目前对质量矩控制的研究尚不够深入，距离工程应用还有很多问题需要解决。首先，需要进一步厘清质量矩控制的作用机理；其次，对于旋转弹，由于弹体旋转和内部滑块的运动，使得系统通道间存在严重的动力学耦合，可能导致弹体出现不收敛的锥形运动，需要解决强耦合和非线性综合作用下的控制系统设计；第叁，为了提高毁伤效能，除了要求精确落点控制外还带有多种约束，需要研究多约束条件下的导引方法。本文首先利用多刚体建模方法建立了采用径向布局的双滑块质量矩旋转弹模型。将系统作用力和作用力矩分类，详细分析了其对导弹飞行状态变量的影响。然后通过解析形式推导了关于攻角的微分方程，说明了不同转速下质量矩控制导弹产生攻角的机理。采用数值仿真分析了质量矩控制旋转弹的弹道特性，认识到滑块移动量与导弹的横向偏移量和纵向偏移量成正比，初始弹道高度以及初始弹道倾角都对质量矩控制导弹的机动能力产生影响。其次，分析了质量矩导弹无控时的动稳定条件，讨论了滑块的安装位置以及弹体自旋速度对导弹动稳定的影响。研究了带有姿态角速度反馈回路的旋转弹动态稳定性。按照慢自旋和快自旋质量矩旋转弹作用原理不同，分别推导了慢自旋和快自旋质量矩导弹的控制稳定性条件，获取了控制系统设计参数的稳定性边界，并通过数值仿真验证了其正确性。分析了活动质量块的安装位置以及弹体自旋速度对系统锥形运动的影响。对于慢自旋导弹，弹体自旋速度越快，通道间的耦合越严重，使设计参数的稳定域变小；而对于快自旋导弹，弹体转速越快，惯性力矩越强，使设计参数的稳定域变大。第叁，将质量矩旋转弹系统动力学模型简化为仿射型控制模型，并考虑了不确定性以及外界扰动的影响。将这个模型按照物理意义分为姿态角跟踪回路和姿态角速度跟踪回路，基于反演设计方法设计姿态控制器，为姿态角跟踪回路设计常规滑模控制律，为姿态角速度跟踪回路设计了二阶终端滑模控制律，针对大范围变化的系统参数设计了自适应控制律，增加了系统对非线性、不确定性以及外界扰动的处理能力。仿真结果表明该姿态控制器具有良好的稳定性和鲁棒性。最后，研究了满足落角要求并带有末端法向过载控制指令限制等多约束条件的制导律。推导了考虑舵机环节以及重力等非线性环节的导弹运动微分方程组，并基于带有控制指令限制的MPSP方法设计了可实现多终端约束的在线非线性制导律。仿真表明了该多约束制导律的有效性和优越性，而且得出了猜测控制量下的输出与系统所希望输出的差值越大，在线计算时间越长的结论。因此，采用了一种改变猜测初值的方法来减少在线计算时间。(本文来源于《北京理工大学》期刊2015-01-01）
姚春明,李小兵,白瑞阳[8]（2014）在《质量矩拦截弹滑模反演控制律设计》一文中研究指出与传统的舵面控制相比,采用质量矩控制的飞行器在高速飞行下的气动阻力和气动加热都将大大降低,极大地增强了飞行器的机动性和敏捷性,为飞行器的控制效率和控制精度的提高提供了条件。以末段飞行中的质量矩拦截弹为控制对象,在建立其非线性耦合动力学系统数学模型的基础上,针对气动参数和结构总体参数的不确定因素的影响和执行机构在控制过程中存在的抖振现象,采用反演控制和参数提取时自适应律的积分处理算法,设计了快速终端滑模控制律。通过对控制器的稳定性分析和质量块移动指令执行情况的仿真,验证了此方法的有效性和可行性。(本文来源于《空军工程大学学报(自然科学版)》期刊2014年05期）
高长生,荆武兴,魏鹏鑫[9]（2013）在《远程机动弹头单滑块质量矩和喷气组合BTT控制问题研究》一文中研究指出针对远程再入机动弹头单控制执行机构存在的各种工程问题,本文提出了一种新型的质量矩和喷气组合BTT控制模式,采用这种控制模式既能避免气动舵控制所带来的高速气流舵面烧蚀问题,提高姿态控制效率,又能利用质量矩控制最大限度地减少喷气控制的燃料消耗。然后,根据这种新型控制模式的特点,提出了一种易于工程实现的组合控制策略。最后,基(本文来源于《第七届全国动力学与控制青年学者研讨会论文摘要集》期刊2013-07-26）
姜春旺[10]（2013）在《质量矩再入飞行器制导控制问题研究》一文中研究指出导弹的机动控制方式主要有气动舵面、喷气推力器和变质心控制叁种方式。其中气动舵面控制方式难以解决高速飞行过程中舵面烧蚀等问题；而喷气推力控制方式受限于携带燃料有限且增加无用载荷等缺点。变质心控制技术与传统控制方式相比优势明显，应用前景广阔。本论文以再入突防为背景，研究质量矩飞行器的动力学建模、再入制导与鲁棒控制等问题。首先，根据动量定理及动量矩定理推导了单滑块/滚转喷气模式的质量矩飞行器完整空间运动模型，具体包括：系统质心叁维平动动力学方程，系统绕质心叁维转动动力学模型和滑块一维平动动力学方程。其次，研究了带落角约束的再入最优制导律。根据导弹与目标的空间运动几何关系建立状态方程与最优指标；根据有限时间时变系统二次型最优控制原理分别求得俯冲平面和水平面的再入最优制导律。然后，研究了飞行姿态鲁棒控制律的设计。飞行控制系统由姿态角跟踪控制系统、滑块位置伺服控制系统及滚转喷气推力脉宽调制器组成。运用H方法可有效解决系统的混合灵敏度问题以满足多项性能指标要求。最后，针对完整空间运动模型进行了制导控制闭环仿真，验证了上述制导控制系统的整体性能。论文相关结论对再入质量矩技术提供一定参考。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2013-07-01）
质量矩论文开题报告
（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：
随着微纳卫星在空间环境感知、通信以及遥感等领域的大规模应用,提升微纳卫星平台的快速轨道机动能力的需求越来越迫切。固体火箭推力器具有密度冲量高、结构简单、性能可靠等优势,未来在微纳卫星大规模星座部署、寿命末期离轨以及空间攻防等任务中有较高的应用前景。但推力器普遍存在的推力偏心力矩容易导致卫星姿态发生翻转,严重影响了变轨精度。本文以应用固体火箭推力器完成变轨任务为背景,提出一种质量矩姿态控制技术来实现微纳卫星快速机动过程中的姿态稳定控制,对其中存在的理论和技术问题进行了较为全面的研究。主要工作包括:一,针对卫星变轨机动对姿态控制的需求,结合固体火箭推力器的扰动力矩特性,设计了一种俯仰加偏航二维活动质量块配置的质量矩姿态控制系统。基于牛顿欧拉法建立了八自由度动力学模型,模型包括叁维系统平动动力学方程、叁维绕形心转动动力学方程以及二维滑块平动动力学方程,在建模过程中首次考虑了固体火箭推力器工作过程中的推进剂质量变化。从模型形式上来看,由于活动质量块运动带来的惯性力以及与星体间的相互作用形成的耦合因素导致动力学模型的形式较为复杂。二,建立了活动质量块运动与姿态角运动之间以及活动质量块驱动力与位移之间的关系表达式,并深入分析了其运动特性。具体开展的工作有:1)通过对推力外力矩的展开式分析得到质量矩控制机理:Y轴和Z轴活动质量块运动时分别产生偏航和俯仰控制力矩,且相互之间不存在协调控制问题;2)展开分析了由于活动质量块运动引入的附加转动惯量、附加惯性力矩、附加哥氏力矩和附加陀螺力矩对姿态角运动的影响,以及由于姿态角运动引入的附加惯性力、附加哥氏力和附加陀螺惯性力对活动质量块位移运动的影响;3)仿真研究了质量矩系统参数对控制系统操纵性能的影响规律,具体包括活动质量块质量比、运动行程,固体推进剂的燃烧方式、结构尺寸,以及活动质量块的安装位置;4)针对活动质量块运动带来的系统抖动以及通道耦合的问题,提出了双对称布局的质量矩执行机构配置形式,修正了姿态控制动力学模型与活动质量块动力学模型,对其动力学特性以及控制性能进行了仿真分析,结果表明:这种构型可以大幅减小附加扰动力矩和附加转动惯量的大小,有效提高质量矩控制系统的操纵性能。叁,对姿态控制模型和质量块位置控制模型进行了合理简化,并分析了其跟踪完整模型的误差情况。针对质量矩控制系统的双回路闭环控制问题,采用了两种控制律设计方法:1)为解决推进剂燃烧过程带来的模型参数不确定及外部扰动,设计了一种动态非线性滑模面,并以俯仰姿态控制以及Z轴滑块位置控制为例推导了全局滑模控制律;2)基于标准退步控制设计了质量矩控制律,为解决“微分爆炸”问题,引入了动态面的控制方法,并基于Lyapunov理论进行了稳定性证明。数值仿真结果表明:使用全局滑模控制器能有效克服外部干扰,具有较强的鲁棒性,但俯仰和偏航通道均存在一定的稳态误差,以及产生了4°和2.6°的超调量;而使用动态面退步滑模控制器得到的活动质量块控制力指令能使得俯仰偏航角能在0.5s内快速稳定,系统输出对指令的跟踪性能良好,在变轨结束后轨道系下X轴速度与理想值的偏差仅为0.024m/s,优于全局滑模控制器。四,为拓展质量矩控制技术在卫星无尾部推力时的应用,研究了低轨卫星在气动力矩作用下的质量矩主动姿态控制方法。通过对低轨卫星受到的环境力矩建模以及与质心运动的相关性分析,论述了气动力矩作为主动姿态控制手段的可行性。在对气动力矩作用下的质量矩控制系统完整建模的基础上,研究了其控制机理,并针对活动质量块个数少于姿态自由度个数这类欠驱动控制系统,推导了欠驱动质量矩滑模控制律,仿真结果表明:对于300km轨道高度的立方星来说,当使用质量矩控制时,俯仰通道以及滚动偏航通道分别在500s和3000s左右归于期望姿态,当采用“柔化函数法”设计控制律时能解决滑块位移抖振的问题。五,基于前文理论研究的基础研制了双对称布局的质量矩执行机构,采用直流无刷伺服直线电机作为驱动功能部件,质量矩控制板以STM32F407芯片为核心,控制程序在FreeRTOS实时操作系统下运行。为对质量矩控制概念以及原理样机性能进行验证,设计了一套质量矩桌面演示系统,提出了加速度计陀螺仪组合测量动态刚体姿态的方案,并基于拉格朗日方程建立了演示系统的动力学模型,最后进行了桌面演示验证。试验结果表明:质量矩原理样机的快速性能优异,响应位置指令的时间仅为30ms左右;桌面演示系统的姿态测量方案能准确地实时跟踪运动刚体的姿态;在桌面演示试验中开启质量矩控制后姿态β角和γ角在2～3s左右能稳定下来,稳定后的β、γ角分别控制在0.2°和0.3°的范围内,实现了质量矩控制概念的演示验证。本文主要对快速机动卫星质量矩姿态控制技术进行了深入探讨和研究,拓宽了质量矩控制技术的应用领域,为推动固体火箭推力器在微纳卫星快速机动领域的实际应用提供了理论和实践基础。
（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。
质量矩论文参考文献
[1].赵金龙,郭建国,周军.质量矩导弹固定时间二阶滑模控制方法[J].宇航学报.2019
[2].陆正亮.快速机动卫星质量矩姿态控制技术研究[D].南京理工大学.2018
[3].姜春旺.质量矩飞行器制导控制问题研究[D].哈尔滨工业大学.2017
[4].张美华,赵志远,孙汯.样车试制质量矩阵式管理模式研究[J].上海汽车.2016
[5].高凤杰.旋转弹的质量矩/直接力复合控制方法研究[D].北京理工大学.2016
[6].姚春明,李小兵,吴博文,白瑞阳.质量矩拦截弹变质心执行机构运动分析[J].弹箭与制导学报.2015
[7].郭鹏飞.旋转弹质量矩控制技术与末制导技术研究[D].北京理工大学.2015
[8].姚春明,李小兵,白瑞阳.质量矩拦截弹滑模反演控制律设计[J].空军工程大学学报(自然科学版).2014
[9].高长生,荆武兴,魏鹏鑫.远程机动弹头单滑块质量矩和喷气组合BTT控制问题研究[C].第七届全国动力学与控制青年学者研讨会论文摘要集.2013
[10].姜春旺.质量矩再入飞行器制导控制问题研究[D].哈尔滨工业大学.2013