导读:本文包含了挠性多体航天器论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:挠性航天器,控制力矩陀螺,自抗扰控制,快速姿态机动
挠性多体航天器论文文献综述
张树瑜,郭文彦,耿淼,宋婷,周杰[1]（2010）在《基于ADRC的挠性多体航天器快速姿态机动研究与应用》一文中研究指出为消除飞轮产生力矩小的缺点,以五棱锥构型控制力矩陀螺群作为执行机构,基于自抗扰控制(AD-RC)理论设计了大型挠性多体航天器的自抗扰控制律,以实现航天器的快速机动和高精度稳定控制。仿真结果表明:与普通玻璃积分微分(PID)控制相比,自抗扰控制器的姿态机动时间短,稳定控制精度高。(本文来源于《上海航天》期刊2010年06期）
仝西岳[2]（2006）在《挠性多体航天器动力学建模与姿态控制技术研究》一文中研究指出论文以大挠性多体结构卫星为研究对象,针对挠性航天器中动力学特性复杂、系统不确定性突出、控制目标增多、控制输入饱和以及高精度等特点,开展了航天器动力学与控制方法的研究。论文根据挠性多体航天器动力学与控制技术的研究现状,深入研究了航天器的动力性建模和姿态控制技术,提出了一些新的概念和解决问题的方法,主要内容如下:针对一类具有树状拓扑结构的挠性多体航天器,使用真-伪坐标形式的Lagrange方程建立了中心刚体铰接多个挠性体的航天器动力学模型,分析了挠性附件和航天器姿态的耦合作用。建模过程中集成了系统的拓扑结构信息,使模型具有通用性和程式化的特点,便于计算机编程实现。使用模型一体化简化技术对动力学模型进行降阶,得到了适合控制系统设计的低阶模型。引入多通道的思想,在LMI框架内研究了航天器姿态的多目标综合问题,设计了静态输出反馈和基于观测器的输出反馈控制器。使用内部反馈回路处理系统的不确定性,引入Lyapunov函数成形的不变椭圆和峰-峰增益使控制输入满足约束限制,得到了具有干扰抑制性能且满足控制输入约束的稳定的输出反馈控制器存在的充分条件。使用LMI优化技术,给出了求解控制器的迭代算法。控制器设计过程中引入的参数δ可以充分利用执行机构的容量,改善系统的性能。分析了模型不确定性和系统性能之间的矛盾,给出了多目标综合方法设计控制系统的一般步骤。研究了仿射参数不确定系统的静态输出反馈控制问题,给出了航天器姿态的保代价控制器设计方法。基于参数依赖的Lyapunov函数,给出了保代价控制器存在的充分条件,该条件与使用和参数无关的Lyapunov函数相比,具有较小的保守性。使用LMI优化技术给出了控制器的迭代求解算法。分析了仿射参数闭环系统的鲁棒稳定性,给出了基于LMI的最大稳定域计算方法,研究了不确定性参数变化对闭环极点的影响,分析了极点随不确定参数的变化情况。在挠性航天器姿态控制系统的设计过程中,引入协同学的思想,提出了姿态控制系统的分散协同控制结构,分析了具体的设计方案和实现过程中的关键技术。给出了大系统的控制分散化条件,在此条件下,大系统的控制问题可简化为分散的局部反馈控制器设计。对于一般关联的大系统,使用多级技术将系统控制问题分解成局部反馈和系统协同控制器设计,使用结构摄动技术设计协同控制器,给出了大系统的分散协同控制器设计方法。并将该方法推广到参数不确定性大系统,使用LMI优化技术设计分散鲁棒H∞控制器,该技术成功应用到航天器姿态控制问题中,取得了满意的控制效果。使用H∞频率分离控制技术研究了航天器的指向控制问题。将H∞频率分离控制问题转换成标准的H∞控制问题,使用多目标的H∞控制技术设计的目标跟踪输出反馈控制器,实现了频率分离控制。论文针对大挠性多体结构卫星的特殊问题,开展的挠性航天器的动力学建模与姿态控制技术研究,克服了系统的实参结构不确定性影响,解决了控制输入饱和引起的非线性问题等,得到的一些有意义的结论对姿态控制系统的设计具有一定的参考价值。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2006-10-01）
刘莹莹,周军[3]（2005）在《挠性多体航天器姿态动力学建模与分析》一文中研究指出针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器,利用伪坐标L agrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算,分析了星体与天线运动的耦合特性,以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响,验证了数学模型的正确性。(本文来源于《飞行力学》期刊2005年03期）
仝西岳,李东旭[4]（2005）在《一类拓扑结构的挠性多体航天器的动力学建模》一文中研究指出针对一类具有树状拓扑结构的挠性多体航天器,采用内接物体数组描述多体系统的构型,使用伪坐标形式的Lagrange方程建立了中心刚体铰接多个挠性体的航天器动力学方程。得到的航天器动力学方程具有通用性和程式化的特点,便于计算机编程可视化实现。(本文来源于《系统仿真技术及其应用（第7卷）——'2005系统仿真技术及其应用学术交流会论文选编》期刊2005-08-01）
贾英宏,徐世杰[5]（2002）在《充液挠性多体航天器的变结构控制》一文中研究指出本文首先给出了充液中心刚体上铰接有多个挠性附件的开链多体系统的简化动力学方程 ,并以跟踪与数据中继卫星为例 ,用变结构控制方法设计了系统的控制器。控制任务是驱动单址天线使之精确地跟踪期望的运动规律 ,同时保持星体稳定 ,并且有效地抑制弹性附件的振动。数值算例证明了所设计控制律的有效性(本文来源于《宇航学报》期刊2002年03期）
刘延柱,成功[6]（2000）在《挠性联结双体航天器的稳定性与分岔》一文中研究指出研究圆轨道内受万有引力矩作用的挠性联结双体航天器在轨道平面内的姿态运动，讨论其相对轨道坐标系平衡状态的稳定性与分岔．提出判别平衡方程非平凡解存在性的几何方法，并应用Ｌｉａｐｕｎｏｖ直接法、Ｌｉａｐｕｎｏｖ－Ｓｃｈｍｉｄｔ约化方法和奇异性理论导出解析形式的稳定性与分岔的充要条件，从而对系统的全局运动性态作出定性的描述(本文来源于《力学学报》期刊2000年02期）
李勇[7]（1997）在《一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制》一文中研究指出研究一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制问题。考虑构形为“刚性主体+绕性梁+刚性端质量”的航天器，并假定它在一平面内作大角度旋转运动，本文利用Hamilton原理，建立了系统的非线性无穷维动力学模型，在只可测量刚性主体旋转角及其速率的情况下，设计了一种线性反馈控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。(本文来源于《航天控制》期刊1997年04期）
李勇[8]（1997）在《一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制》一文中研究指出本文研究一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制问题。考虑构形为"刚性主体+挠性梁+刚性端质量"的航天器,并假定它在一平面内作大角度旋转运动,本文利用Hamilton原理,建立了系统的非线性无穷维动力学模型,在只可测量刚性主体旋转角及其速率的情况下,设计了一种线性反馈控制方案,并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。(本文来源于《控制工程》期刊1997年05期）
李勇,吴宏鑫[9]（1996）在《挠性多体航天器快速大角度机动的建模与控制》一文中研究指出本文研究一类挠性多体航天器快速大角度机动的建模与控制问题。考虑构形为“刚性主体+挠性梁+刚性端物”的航天器,并假定它在一平面内作大角度旋转运动,本文利用Hamilton原理,建立了系统的非线性无穷维动力学模型;在只可测量刚性主体旋转角及其速率的情况下,设计了一种线性反馈控制方案,并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。仿真结果显示了所设计的控制算法的有效性。(本文来源于《1996年中国控制会议论文集》期刊1996-09-01）
李铁寿[10]（1985）在《带挠性附件的陀螺体航天器的运动方程和稳定性》一文中研究指出本文讨论带有挠性附件和速率受控飞轮的航天器的姿态运动方程式及其稳定性。建立了系统的力学模型,利用准坐标 Lagrange 方程,并基于中心体固定时的振型分析结果推导了运动方程。用Ляпуноъ直接法证明了非线性运动方程零解对部分变量的稳定性,给出了渐近稳定的充分必要条件,证明了由飞轮速率反馈引入的不完全阻尼不一定能获得相应的渐近稳定性,但是在一定的条件下可以使中心体和挠性附件的运动得到阻尼。(本文来源于《航天控制》期刊1985年02期）
挠性多体航天器论文开题报告
（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：
论文以大挠性多体结构卫星为研究对象,针对挠性航天器中动力学特性复杂、系统不确定性突出、控制目标增多、控制输入饱和以及高精度等特点,开展了航天器动力学与控制方法的研究。论文根据挠性多体航天器动力学与控制技术的研究现状,深入研究了航天器的动力性建模和姿态控制技术,提出了一些新的概念和解决问题的方法,主要内容如下:针对一类具有树状拓扑结构的挠性多体航天器,使用真-伪坐标形式的Lagrange方程建立了中心刚体铰接多个挠性体的航天器动力学模型,分析了挠性附件和航天器姿态的耦合作用。建模过程中集成了系统的拓扑结构信息,使模型具有通用性和程式化的特点,便于计算机编程实现。使用模型一体化简化技术对动力学模型进行降阶,得到了适合控制系统设计的低阶模型。引入多通道的思想,在LMI框架内研究了航天器姿态的多目标综合问题,设计了静态输出反馈和基于观测器的输出反馈控制器。使用内部反馈回路处理系统的不确定性,引入Lyapunov函数成形的不变椭圆和峰-峰增益使控制输入满足约束限制,得到了具有干扰抑制性能且满足控制输入约束的稳定的输出反馈控制器存在的充分条件。使用LMI优化技术,给出了求解控制器的迭代算法。控制器设计过程中引入的参数δ可以充分利用执行机构的容量,改善系统的性能。分析了模型不确定性和系统性能之间的矛盾,给出了多目标综合方法设计控制系统的一般步骤。研究了仿射参数不确定系统的静态输出反馈控制问题,给出了航天器姿态的保代价控制器设计方法。基于参数依赖的Lyapunov函数,给出了保代价控制器存在的充分条件,该条件与使用和参数无关的Lyapunov函数相比,具有较小的保守性。使用LMI优化技术给出了控制器的迭代求解算法。分析了仿射参数闭环系统的鲁棒稳定性,给出了基于LMI的最大稳定域计算方法,研究了不确定性参数变化对闭环极点的影响,分析了极点随不确定参数的变化情况。在挠性航天器姿态控制系统的设计过程中,引入协同学的思想,提出了姿态控制系统的分散协同控制结构,分析了具体的设计方案和实现过程中的关键技术。给出了大系统的控制分散化条件,在此条件下,大系统的控制问题可简化为分散的局部反馈控制器设计。对于一般关联的大系统,使用多级技术将系统控制问题分解成局部反馈和系统协同控制器设计,使用结构摄动技术设计协同控制器,给出了大系统的分散协同控制器设计方法。并将该方法推广到参数不确定性大系统,使用LMI优化技术设计分散鲁棒H∞控制器,该技术成功应用到航天器姿态控制问题中,取得了满意的控制效果。使用H∞频率分离控制技术研究了航天器的指向控制问题。将H∞频率分离控制问题转换成标准的H∞控制问题,使用多目标的H∞控制技术设计的目标跟踪输出反馈控制器,实现了频率分离控制。论文针对大挠性多体结构卫星的特殊问题,开展的挠性航天器的动力学建模与姿态控制技术研究,克服了系统的实参结构不确定性影响,解决了控制输入饱和引起的非线性问题等,得到的一些有意义的结论对姿态控制系统的设计具有一定的参考价值。
（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。
挠性多体航天器论文参考文献
[1].张树瑜,郭文彦,耿淼,宋婷,周杰.基于ADRC的挠性多体航天器快速姿态机动研究与应用[J].上海航天.2010
[2].仝西岳.挠性多体航天器动力学建模与姿态控制技术研究[D].国防科学技术大学.2006
[3].刘莹莹,周军.挠性多体航天器姿态动力学建模与分析[J].飞行力学.2005
[4].仝西岳,李东旭.一类拓扑结构的挠性多体航天器的动力学建模[C].系统仿真技术及其应用（第7卷）——'2005系统仿真技术及其应用学术交流会论文选编.2005
[5].贾英宏,徐世杰.充液挠性多体航天器的变结构控制[J].宇航学报.2002
[6].刘延柱,成功.挠性联结双体航天器的稳定性与分岔[J].力学学报.2000
[7].李勇.一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制[J].航天控制.1997
[8].李勇.一类挠性多体航天器快速大角度机动的动力学与控制[J].控制工程.1997
[9].李勇,吴宏鑫.挠性多体航天器快速大角度机动的建模与控制[C].1996年中国控制会议论文集.1996
[10].李铁寿.带挠性附件的陀螺体航天器的运动方程和稳定性[J].航天控制.1985