导读:本文包含了姿态机动论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:柔性航天器,轨迹优化,快速鲁棒输入成形器(FRIS),姿态机动控制
姿态机动论文文献综述
张秀云,宗群,朱婉婉,刘文静[1]（2019）在《柔性航天器姿态机动轨迹设计及跟踪控制》一文中研究指出针对柔性航天器姿态机动的"快速性"及"稳定性"矛盾,研究了一种优化与控制综合的姿态机动轨迹设计与跟踪控制方法。首先,考虑柔性航天器姿态机动过程中既快又稳的需求,建立姿态机动的多目标多约束条件,优化获得姿态机动轨迹,在满足快速性基础上,最大限度提高稳定性;其次,设计新型的快速鲁棒输入成形器(FRIS),与传统输入成形器相比,FRIS具有更短的作用时间及更强的鲁棒性,能够有效抑制柔性附件振动,为姿态机动的"快速性"及"高精度"奠定基础;最后,设计新型自适应连续终端滑模控制器(ACTSMC),避免增益过估计,提高控制精度,实现对期望姿态轨迹的有限时间快速高精度跟踪控制。数值仿真校验了所提方法的有效性。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年11期）
冯振欣,郭建国,周军[2]（2019）在《微小卫星多约束姿态机动规划方法》一文中研究指出针对微小卫星姿态控制中存在的多重指向约束和角速率约束问题,提出一种基于对数型势函数的多约束姿态机动规划方法。首先针对微小卫星携带的光学传感器需躲避强光天体而天线需指向地面保证对地通信这一约束特性,采用对数型势函数方法保证约束姿态指向满足任务要求;其次,针对姿态角速率限制的问题,引入障碍Lyapunov函数确保姿态角速率始终处于约束范围内。与在线优化方法相比,该方法具有计算量小的显着优势,非常适合星上处理能力有限的微小卫星。此外,考虑外界干扰力矩的影响,引入自适应干扰估计律,增强了控制系统的鲁棒性。最后,通过数学仿真对本文方法进行了校验,仿真结果表明,该方法能够快速实现卫星姿态机动到期望指向,与此同时,在整个姿态机动过程中,均满足多重指向约束和姿态角速率约束要求。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年10期）
谭志云,罗荣蒸,缪远明,张雷[3]（2019）在《敏捷卫星SGCMG群姿态机动测试用例设计研究》一文中研究指出针对SGCMG群敏捷姿态机动这一新技术,研究一种SGCMG群姿态机动测试用例设计方法;在分析SGCMG运动特性的基础上,建立了SGCMG群卫星姿态动力学模型和SGCMG群力矩输出矩阵,由此开展了SGCMG群操纵律研究及奇异性分析;结合SGCMG群卫星姿态动力学模型、运动学模型和PID控制器设计,搭建了敏捷卫星姿态控制闭环仿真系统,采用不考虑奇异规避的广义操纵律进行闭环仿真,通过遍历搜索的仿真运算,寻找分别经历无奇异、显奇异和隐奇异的典型目标姿态角组合,完成了敏捷卫星SGCMG群奇异规避算法的测试用例设计与验证,实现了对SGCMG群敏捷机动能力与系统指标的全面考核,极大提高了测试用例覆盖的全面性和有效性,具有现实的工程意义。(本文来源于《计算机测量与控制》期刊2019年08期）
李隆,毕显婷,卢月亮[4]（2019）在《航天器姿态大角度机动的分散保性能控制》一文中研究指出针对航天器大角度姿态机动控制问题,考虑存在外部干扰及模型参数不确定的影响,提出一种分散保性能控制策略。首先,对航天器姿态系统进行建模,并对模型的性质进行描述;其次,利用反馈线性化方法将航天器非线性模型变换成3个独立方程进行分散控制器的综合;最后,设计分散保性能鲁棒控制器,补偿航天器模型中参数不确定性,对外部干扰进行抑制。设计控制器时引入保性能控制律可以使系统在抑制外部干扰及补偿参数不确定性的同时,满足系统性能指标的要求,并给出了所研究闭环系统稳定性的严格证明,仿真结果表明所设计的控制器可行、有效。(本文来源于《电机与控制学报》期刊2019年08期）
王优[5]（2019）在《行星际轨道机动中人工重力绳系航天器姿态动力学与控制》一文中研究指出近年来,载人深空航天飞行计划不断被提出,相对近地轨道上的航天飞行而言,宇航员需要经历时间更久的微重力环境,且在到达目标星之后不能像在地球仪上进行康复训练,而需要立刻进行科学试验。宇航员的身体质量是深空载人飞行任务的关键,传统的训练器材不足以弥补长期失重带来的损害,在航天器上产生人工重力的想法被提出,人工重力成为近年来载人深空飞行航天器领域的研究重点。绳系航天器的提出为人工重力提供了解决思路,绳系航天器具有较大回转半径的优点,可以以较低转速产生足够的离心力来充当人工重力。然而,作为深空飞行的航天器,行星际轨道机动时为了达到脉冲的效果需要在短时间消耗大量的推进剂,造成绳系航天器质量分布的改变,原有的姿态平衡会被打破,因而推力的指向稳定也无法得到满足。此外,由于轨道控制发动机的推力一般较大,产生的较大加速度的同时可能会改变人工重力的方向,这是不期望发生的。本学位论文深入研究了行星际轨道机动过程中带有人工重力的绳系航天器姿态动力学建模与控制问题,主要包括以下几个方面的工作:针对轨道机动中人工重力绳系航天器动力学建模问题,本文选择了带有偏置推力器(即推力不平行且不垂直于系绳)的绳系航天器系统,以航天器推力指向稳定为目标,选择欧拉角来描述航天器姿态,基于变质量系统动力学方程,构造了绳系航天器绕所需速度增量方向自旋的姿态动力学方程,推导出了推力指向稳定时推力大小与航天器质量、自旋角速度之间的关系。最后,利用牛顿法对航天器进行的分析,推导出了人工重力水平与推力、姿态参数等之间的关系。根据地-火往返飞行方案,设计了基于地火往返飞行航天器四次行星际轨道机动中需要消耗的推进剂质量,基于两颗行星地表重力加速度值规定了航天器在离开地球、到达火星、离开火星以及到达地球时需要的人工重力水平,基于此人工重力水平求解了对应的自旋角速度以及推力大小;基于机动需要消耗的推进剂和维持人工重力需要的推力及自旋角速度,并考虑到推力器开机和关机的影响,求解了满足机动过程中推力指向稳定的质量方程。以机动中推力指向稳定时的姿态参数求解了开机时对应的姿态初值。利用质量方程及姿态初值进行了数值仿真,得出了在轨道机动过程中绳系航天器能保持推力指向稳定的结论,且能保持一定的人工重力水平。最后考虑到机动过程推力、姿态初值的干扰,分别分析了推力及推力摆角干扰和姿态初值误差对机动过程中绳系航天器推力指向稳定的影响,得出了系统对推力及推力摆角误差不敏感但受姿态初值影响的结论;对于非稳定状态的姿态初值,寻找了一个与该初值相近的稳定运动状态,并针对轨道机动中转动惯量具有时变且未知的特性,以理想情况下运动状态为跟踪目标,设计了自适应反步滑模控制器,实现了绳系航天器在姿态初值误差情况下的推力指向稳定控制;针对机动结束后的不稳定运动状态以及未知转动惯量的情形,设计了自适应鲁棒滑模控制器,使系统从不稳定运动状态到绕惯性主轴自旋的稳定状态,并产生预期的人工重力。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
龙诗科,孙山林,赵海盟[6]（2019）在《基于滑模和ESO的四旋翼飞行器遥感机动观测姿态控制》一文中研究指出随着无人机(UAV)在民用各个行业应用领域的推广,对精准遥感的需求越来越强烈。旋翼飞行器作为无人机的一种,近年来发展迅速,已成为小范围精准遥感测绘的首选,然而其本身飞行的稳定性与遥感成像效果有着直接联系,因此姿态控制器也成为无人机稳定性能研究的基础问题。针对四旋翼飞行器运动的欠驱动、强耦合和非线性特性,本文提出一种基于滑模和扩张状态观测器(ESO)的姿态控制器,设计了可一系列实验方法来获取模型参数(转动惯量、升力系数、扭矩系数和电机时间常数),并建立四旋翼各个模块的数学模型。在此模型基础上,采用滑模控制器实现四旋翼飞行器姿态解耦鲁棒控制,通过sat函数替换符号函数改进滑模控制器结构,减缓颤振现象。同时,结合ESO实现对四旋翼姿态回路的系统干扰总和进行实时估计,其中干扰总和包括建模状态间耦合项、未建模动态以及外部干扰,从而对滑模控制器的输出进行实时干扰补偿,实现高品质的四旋翼姿态控制。本文设计2组实验:实际操纵指令跟踪实验;外界实际挂载重物干扰实验。通过实验对这2种四旋翼无人机姿态控制器(基于滑模和ESO的控制器、单独滑模控制器)进行仿真和实际试飞对比。实验结果表明,同等情况下,基于滑模和ESO的控制器能够实现姿态稳定且跟踪误差减少约20%,同时该控制方法增强了四旋翼的抗干扰能力,悬停时姿态角度波动幅度减少约50%,具有实际应用的价值。(本文来源于《地球信息科学学报》期刊2019年04期）
印明威,王贤宇,李京阳,宝音贺西[7]（2019）在《航天器姿态机动的敏捷性评估》一文中研究指出利用最优控制提高传统卫星的敏捷性收益巨大,但风险并存,为了量化敏捷性的改善程度,评估不同航天器的敏捷性,该文提出了一种评估方法。首先,对航天器传统机动和时间最优机动进行了分析。其次,以姿态机动的时间为中间量,构建了近似角加速度包络和等效敏捷包络。然后,引入了敏捷因子和敏捷性曲线的概念,对姿态机动的敏捷性进行定量评估。最后,给出了仿真算例验证方法的可靠性。仿真结果与前人的研究相印证,准确地预估了航天器的平均机动时间。结果表明:该方法可以定量地评估航天器的敏捷性,广泛适合于有角速度、角加速度等各种约束的情况。(本文来源于《清华大学学报(自然科学版)》期刊2019年09期）
谭天乐,尹俊雄,郑翰清[8]（2019）在《卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制》一文中研究指出空间科学观测、态势感知、对地遥感、操控服务等应用对卫星提出了高精度、高稳定度、平稳柔顺大角度姿态机动的需求。采用欧拉角形式,对时变、非线性卫星姿态动力学系统进行了分析与建模,将每一个测控周期视为一个姿态机动过程。基于动力学系统受控运动的规律,在每一个姿态跟踪机动过程中,预测姿态偏差,通过卫星姿态演化的反演得到控制指令。以叁角函数为基础,设计了一种卫星姿态大角度机动的运动轨迹规划方法。所述的轨迹规划及控制方法具有轨迹跟踪精度高、稳定性好,跟踪和机动过程平稳柔顺的特点。数学仿真验证了该方法的可行性和有效性。(本文来源于《飞控与探测》期刊2019年01期）
梁健,张润宁,王大伟,罗荣蒸[9]（2019）在《敏捷SAR卫星视频成像模式的姿态机动策略》一文中研究指出视频SAR作为一种新型微波遥感体制,可用于对热点区域动态目标的持续监视。提出一种基于大角度聚束模式的视频SAR实现方法,分析视频SAR回波数据分割机理以及基于敏捷SAR卫星视频成像模式的姿态机动策略,并通过偏航补偿实现不同视频帧成像区域的无旋转控制,最终给出叁轴期望姿态与姿态角速度。通过数学仿真验证上述姿态机动策略的有效性。(本文来源于《中国科学院大学学报》期刊2019年01期）
罗荣蒸,谭志云,凌琼,矫轲,董天舒[10]（2018）在《敏捷卫星姿态机动过程分析与可视化判读平台设计》一文中研究指出针对传统的成像姿态及姿态角速度的判读方式不再适用于敏捷卫星复杂姿态机动测试的问题,提出了一种基于实时测试场景的载荷对地成像轨迹计算方法,以Matlab软件为计算平台,实现成像轨迹、地面成像点(简称成像点)移动速度等多项指标数据的实时判读;利用Matlab与STK软件双向通信技术,开发了基于STK软件的实时数据可视化判读平台。整星测试结果表明:该平台实现了敏捷机动复杂过程分析与可视化判读,为开展整星综合测试和在轨任务分析提供了理论参考和实用工具。(本文来源于《航天器工程》期刊2018年06期）
姿态机动论文开题报告
（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：
针对微小卫星姿态控制中存在的多重指向约束和角速率约束问题,提出一种基于对数型势函数的多约束姿态机动规划方法。首先针对微小卫星携带的光学传感器需躲避强光天体而天线需指向地面保证对地通信这一约束特性,采用对数型势函数方法保证约束姿态指向满足任务要求;其次,针对姿态角速率限制的问题,引入障碍Lyapunov函数确保姿态角速率始终处于约束范围内。与在线优化方法相比,该方法具有计算量小的显着优势,非常适合星上处理能力有限的微小卫星。此外,考虑外界干扰力矩的影响,引入自适应干扰估计律,增强了控制系统的鲁棒性。最后,通过数学仿真对本文方法进行了校验,仿真结果表明,该方法能够快速实现卫星姿态机动到期望指向,与此同时,在整个姿态机动过程中,均满足多重指向约束和姿态角速率约束要求。
（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。
姿态机动论文参考文献
[1].张秀云,宗群,朱婉婉,刘文静.柔性航天器姿态机动轨迹设计及跟踪控制[J].宇航学报.2019
[2].冯振欣,郭建国,周军.微小卫星多约束姿态机动规划方法[J].宇航学报.2019
[3].谭志云,罗荣蒸,缪远明,张雷.敏捷卫星SGCMG群姿态机动测试用例设计研究[J].计算机测量与控制.2019
[4].李隆,毕显婷,卢月亮.航天器姿态大角度机动的分散保性能控制[J].电机与控制学报.2019
[5].王优.行星际轨道机动中人工重力绳系航天器姿态动力学与控制[D].哈尔滨工业大学.2019
[6].龙诗科,孙山林,赵海盟.基于滑模和ESO的四旋翼飞行器遥感机动观测姿态控制[J].地球信息科学学报.2019
[7].印明威,王贤宇,李京阳,宝音贺西.航天器姿态机动的敏捷性评估[J].清华大学学报(自然科学版).2019
[8].谭天乐,尹俊雄,郑翰清.卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制[J].飞控与探测.2019
[9].梁健,张润宁,王大伟,罗荣蒸.敏捷SAR卫星视频成像模式的姿态机动策略[J].中国科学院大学学报.2019
[10].罗荣蒸,谭志云,凌琼,矫轲,董天舒.敏捷卫星姿态机动过程分析与可视化判读平台设计[J].航天器工程.2018
标签：柔性航天器; 轨迹优化; 快速鲁棒输入成形器(FRIS); 姿态机动控制;