导读:本文包含了航天器运动论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献，主要关键词:航天器,姿态,动力学,近距离,稳定性,浮台,哈密尔顿。
航天器运动论文文献综述写法
唐永兴,朱战霞[1]（2019）在《基于螺旋理论的DFP隔振航天器相对运动动力学建模与姿轨耦合控制》一文中研究指出为更好满足未来高精度任务要求,以由无接触的有效载荷模块(payload module,PM)和支持模块(support module,SM)组成的DFP(disturbance-free payload)航天器为对象,开展两模块间的相对运动动力学建模与控制研究和系统隔振性能验证。首先通过简化构型、梳理受力情况,重点推导了两模块所受力和力矩表达式;其次考虑耦合效应,利用对偶四元数建立了模型精度更高且形式简洁统一的DFP航天器两模块间的相对运动动力学方程;在此基础上设计PD控制律,考虑控制量可测性及敏感器测量误差,使PM和SM的相对运动满足DFP航天器工作要求。仿真结果验证了DFP航天器的隔振优势和姿态机动性能。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2019年04期）
刘柔妮,陈杰,孔祥龙,周世宏[2]（2019）在《航天器相对运动建模及周期性相对运动求解》一文中研究指出面向航天器编队飞行的需求,对椭圆参考轨道航天器非线性周期相对运动条件进行研究,提出了确定椭圆参考轨道编队航天器非线性周期性相对运动条件的新方法。首先,考虑非线性、椭圆轨道等因素,通过哈密尔顿-雅可比(HJ)方程和正则摄动理论,推导了在任意非线性摄动下相对运动的模型和获得不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道的条件;然后,采用时域配点法,结合改进的列文伯格-马夸尔特(LM)法对周期性相对运动的初值进行求解;最后,设计数值仿真算例,利用上述条件,得到不消耗任何燃料的周期性绕飞轨道,由此验证了本文所提模型和方法的正确性。(本文来源于《上海航天》期刊2019年01期）
秦记东,李龙,孙涛,彭华峰[3]（2018）在《卫星雷达回波信号对在轨航天器目标运动探测》一文中研究指出利用卫星雷达回波信号对在轨航天器目标运动探测可实现对自旋卫星的旋转周期估计,对卫星的工作状态和威胁评估具有重要意义。传统方法对空间碎片旋转周期估计时会出现真实周期倍频和半频的问题,导致估计错误。针对上述问题,分析窄带雷达回波信号的多普勒频率信息,结合CLEAN算法,提出一种基于时频分析的卫星旋转周期估计算法。算法首先通过多项式拟合来去除由目标平动带来的多普勒频移,并利用短时傅里叶变换计算剩余信号的时频谱,然后基于CLEAN算法提取卫星主要散射点的强度和周期信息,最后根据强散射点的强度和周期信息计算目标的旋转周期。理论分析和仿真结果表明,相比于快速傅里叶变换类算法和自相关函数类算法,上述算法法能够有效地解决半频和倍频的问题,提高估计精度。(本文来源于《计算机仿真》期刊2018年12期）
张凯[4]（2018）在《航天器近距离运动的相对轨道自适应滑模控制》一文中研究指出随着外太空任务的复杂化,在轨航天器趋于结构复杂、功能多样化、在轨时间长和高成本等,从而增加了航天器故障风险。另外,空间碎片日益增多,进而加剧了轨道资源的紧张和严重威胁了在轨卫星的安全。为了应对新的挑战,国内外航天机构提出了航天器在轨服务与维护系统建设。在轨服务的典型任务包括卫星在轨维修、空间碎片主动清除和空间态势感知,它具有巨大的经济军事价值和重要的科学研究意义。服务航天器平台本身的精确运动控制是一个基础共性的核心问题,它是完成在轨服务任务的先决条件。在轨服务任务中,目标航天器主要分为合作目标和非合作目标。相较于合作目标,诸如太空碎片、翻滚航天器和敌方航天器等典型的非合作目标,它们的非合作特性主要体现在叁个方面:1)在形态结构方面,目标星结构特性未知且没有匹配服务星抓捕的标准接口,给抓捕策略的设计带来了极大的困难;2)在导航测量方面,目标星与服务星之间不存在信息交互,并且没有安装敏感标志便于相对状态信息的测量,可能会导致反馈的导航信息存在较大的误差和不确定性,甚至存在仅有部分状态可知的糟糕情形;3)在行为方面,目标星无法实现叁轴姿态稳定甚至存在翻滚或者轨道机动,这要求追踪星的姿轨机动必须考虑目标的机动特性。综上所述,面向非合作目标星的相对运动操控技术研究是一个极具挑战性的问题。本论文以航天器在轨服务任务为背景,围绕着近距离下航天器相对轨道自适应滑模控制这一科学问题展开研究,主要内容包括以下五个部分。首先,考虑空间在轨服务对象的运动特性,针对合作目标星,建立目标星当地轨道坐标系下的近圆轨道相对运动模型,该模型是线性定常系统。针对非合作目标星,建立追踪星视线坐标系下的相对轨道运动模型,该模型以相对距离和视线角为状态变量,是强耦合非线性系统。其次,针对近圆轨道上的合作目标星,将近圆轨道相对运动模型归为一类带有匹配干扰项的二阶机械系统,研究了二阶机械系统的自适应快速有限时间控制问题。结合反步法和非奇异快速终端滑模,并采用具有积分形式的强非线性Lyapunov函数,提出了一种新的快速有限时间控制律,并给出了控制器参数所需满足的充分条件以保证闭环误差系统的快速有限时间稳定性。进一步地,在干扰项上界未知的情形下,提出了一种自适应控制律,能够保证跟踪误差渐近收敛到零。最后,考虑航天器交会和绕飞两种典型空间轨道任务,数值仿真结果验证了所提方法具有更快的收敛速度和更高的跟踪精度。随后,考虑到航天器相对速度不可知的情形,在存在外部扰动和目标轨道角速度不确定性的情形下,研究了近圆轨道下航天器相对轨道运动的动态输出反馈控制问题。首先,基于自适应滑模控制方法,设计了航天器悬停的降阶动态输出反馈滑模控制器,能够保证跟踪误差渐近收敛到零的邻域内。另外,考虑H_∞性能指标、极点配置和输入约束,设计了航天器交会的全阶动态输出反馈控制器,并基于线性矩阵不等式,将多目标动态输出反馈控制器设计问题转换为一组线性矩阵不等式的可行性求解问题。紧接着,考虑了航天器悬停和交会两种典型空间轨道任务。仿真结果表明,相较于全阶控制器,所提出的降阶滑模控制器仍能够保证航天器任务的顺利完成,并且取得很好的控制性能。然后,针对处于任意开普勒轨道的太空碎片和故障航天器等典型非合作目标,基于视线相对运动模型,研究了近距离逼近的相对轨道悬停问题。首先,结合线性滑模面和高阶滑模观测器,设计了基于干扰观测器的滑模控制器来补偿未建模动态特性,能够保证系统状态在有限时间内到达滑模面且跟踪误差沿着线性滑模面渐近收敛到零。进一步地,考虑到线性滑模面只能够保证跟踪误差随着时间趋于无穷大而收敛到零,引入非奇异快速终端滑模面来代替线性滑模面,设计了自适应非奇异快速终端滑模控制律。将未建模动态特性和外部干扰力归为一类不确定项,在不确定项上界已知的条件下,能够保证跟踪误差有限时间收敛到零。在不确定项上界未知的条件下,能够保证跟踪误差渐近收敛到零。考虑到传统自适律会产生很大的切换增益进而加剧抖振现象,引入了一种改进自适应控制律,能够保证跟踪误差收敛到零的邻域内。最后,考虑一类典型空间相对轨道悬停任务,仿真结果验证了所提出控制律的有效性。最后,针对一类具有轨道机动即运行于非开普勒轨道的非合作目标,在追踪星质量和目标星轨道机动项未知的情形下,研究了近距离下的相对轨道悬停问题。首先,将这类问题转换为具有未知参数和有界干扰项的二阶机械系统的自适应滑模控制问题。在干扰项上界未知的条件下,基于切换增益自适应律和连续投影算法,设计了一种自适应滑模控制器,所提出的依赖等效控制的自适应律能够显着地减小抖振幅值,相应的投影自适应律是连续的且可以强制质量估计值保持在期望的值域内。进一步地,为了消除抖振现象,用双曲正切函数代替符号函数,能够保证系统的跟踪误差收敛到零的邻域内。随后,考虑了航天器悬停典型空间轨道任务。仿真结果表明提出的自适应滑模控制律能够保证空间相对轨道悬停任务的顺利完成,并且可以有效地估计未知干扰项。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-10-01）
易中贵,戈新生[5]（2018）在《间接Legendre伪谱法的欠驱动航天器姿态运动轨迹跟踪》一文中研究指出针对仅带有两组喷气推力器的非轴对称欠驱动刚性航天器,提出一种基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法。首先采用Legendre伪谱法(LPM)离线规划出系统的最短时间姿态机动参考轨迹。接着将实际运行轨迹与参考轨迹之间的偏差作为变量,根据Pontryagin极小值原理必要条件把系统姿态运动跟踪问题转化为一个两点边值问题(TPBVP)。最后采用Legendre-Gauss-Lobatto(LGL)点将此两点边值问题离散转化为一个线性方程组来求解,避免了对传统Riccati微分方程的积分运算。数值仿真校验了本文基于间接Legendre伪谱法的姿态运动轨迹跟踪控制算法的有效性。(本文来源于《宇航学报》期刊2018年06期）
余维,何益康,周连文,谢任远[6]（2018）在《基于单轴气浮台的航天器运动部件干扰力矩地面标定方法研究》一文中研究指出遥感卫星为实现宽视场和高分辨率,一般搭载含可往复转动大惯量成像部件的载荷,然而其转动产生的干扰给卫星姿态控制带来的影响,往往超出载荷成像所必须的姿态稳定度和指向精度要求,卫星平台需要采取措施对干扰力矩进行抑制;但由于加工、装配等原因,载荷干扰力矩与设计值一般均存在差异,给补偿方案设计、参数装订及地面验证置信度等带来不确定性;介绍了一种利用单轴气浮台实现航天器运动部件干扰力矩标定的方法,设计试验对该技术在实验室非真空条件下的实现、天地差情况进行说明,并对影响标定结果的误差进行了分析。(本文来源于《计算机测量与控制》期刊2018年06期）
学忠[7]（2018）在《空间热流作用下挠性航天器姿态运动的稳定性分析》一文中研究指出航天器在完成其特定任务时,不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求。随着航天器的大型化和复杂化以及受到运载工具有效载荷的限制,出现了许多由薄壁管组成的大型空间柔性结构。这种结构具有尺寸大、质量轻、刚度低和热熔小的特点,这使得航天器在空间热流作用下极易发生热致振动,且航天器的姿态运动与挠性附件的柔性变形以及空间热流入射角之间相互耦合导致复杂的刚-柔-热耦合问题,使航天器的姿态稳定性分析极为困难。本文推导了空间热流入射角与系统姿态运动和柔性变形相互耦合的热传导方程,采用Jourdain变分原理、基于假设模态法建立了考虑热效应的挠性航天器动力学方程,并联立热传导方程和动力学方程得到了空间热流作用下挠性航天器刚-柔-热耦合运动方程。基于此刚-柔-热耦合方程,推导了空间热流作用下自旋稳定挠性航天器动力学方程和空间热流作用下万有引力场中圆轨道上非自旋挠性航天器动力学方程。提出了柔性体上作用的温度场的分解方法,将自旋航天器和非自旋航天器的刚-柔-热耦合方程分别简化为周期系数线性时变系统和线性时不变系统,并用相应的数值算例说明了此温度场分解方法的可行性。引入输入-状态稳定性的概念,讨论了空间热流作用下挠性航天器姿态运动及其柔性附件的变形相对于预期理想状态的有界性。根据李雅普诺夫变换和Floquet理论证明了周期系数线性时变系统和线性时不变系统的输入-状态稳定性条件与其零输入系统的李雅普诺夫稳定性条件的等价性。基于周期系数线性时变系统和线性时不变系统的输入-状态稳定性准则研究了空间热流作用下非自旋航天器和自旋航天器柔性附件的热致振动以及自旋稳定航天器和万有引力场中非自旋航天器姿态运动的稳定性。研究结果表明,对于非自旋航天器上的柔性附件由于结构阻尼的作用很难出现热颤振现象;但对于自旋稳定航天器上轴向柔性吊杆而言热颤振可能会发生。空间热流作用下自旋稳定的挠性航天器的自旋角速率满足一定条件时姿态运动是稳定的,否则可能失稳。万有引力场中圆轨道上非自旋挠性航天器的天平运动在热流作用下也存在失稳的可能性,但由于万有引力和系统结构阻尼的作用很难出现失稳的情况。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
于振华[8]（2018）在《航天器近距离接近采样运动规划方法研究》一文中研究指出航天器近距离接近操作的复杂性以及动态性,对自主规划方法的快速性、精准性以及实时性提出了更高的要求。本文利用采样运动规划方法,分别从基于脉冲推力与连续推力两个方面对航天器近距离接近位姿运动规划问题进行了研究,该方法对于处理复杂约束问题以及解决高维状态的运动规划问题具有较强的适应性。首先给出描述航天器近距离运动所需的坐标系,建立航天器相对轨道运动模型以及姿态转动模型,基于两点边值问题推导相对运动状态转移显式方程。此外,对采样运动规划的基本概念、采样方法、搜索方法以及相关改进方法进行介绍和初步仿真验证。针对脉冲推力模式的运动规划,将问题分解为平动运动规划以及姿态转动规划。对系统运动学、控制能力、障碍规避以及姿态指向等约束进行处理,分别利用相对运动状态转移显式方程与常值推力运动方程建立平动与转动局部规划器。考虑时间因素,首先采用改进的快速行进树(R-FMT*)算法进行初步轨迹运动规划,之后利用脉冲矢量迭加以及线性同伦进行轨迹优化,最终使用改进的双向平衡搜索的快速搜索稠密树(RB-RDT*)算法进行姿态转动规划,最终得到整段运动规划解。针对连续推力模式的运动规划,给出该规划方法中所需处理的约束条件,且将平动与姿态转动规划嵌入到同一个局部规划器中。首先利用考虑时间因素的改进双向平衡搜索的RB-RDT*算法进行整段运动规划,其搜索树生长平衡了位置、姿态、速度以及角速度等因素,基于整段规划的结果进行分段运动规划,对运动规划解进一步优化。对两种推力模式分别进行了相关仿真实验,验证了本文提出的运动规划算法在复杂空间环境下的精准运动规划能力。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
钟红伟[9]（2018）在《航天器姿态运动最优控制保辛算法研究》一文中研究指出长时间的航天任务需要对其轨道与姿态进行高精度高效率的解算,并且其动力学方程的强耦合特点增加了其姿态控制的难度,由于空间扰动力的存在对姿态控制系统的鲁棒性也有非常高的要求。受限于航天工程的高额成本,如何在航天器姿态机动控制过程中规划出最优控制方案,使得航天器既能到达期望的位姿,又能减少能耗,增加其在轨服役时间进而延长航天器的寿命一直是研究的焦点。本文正是考虑到这一点,以航天器在轨姿态机动为背景,针对姿态重定向过程中的最优控制问题,建立了高效高精度的辛伪谱算法,给出了姿态调控最优控制律,规划了最优路径;并通过采用滑模变结构控制方法对其最优轨迹进行跟踪控制。首先介绍了航天器姿态机动控制的研究背景以及最优控制问题的研究现状,重点阐述了姿态机动最优控制的研究意义与实际工程应用,说明本文研究工作。接着运用姿态四元数参数建立航天器的运动模型,并借助正交投影法给出了显式公式,使用隐式辛龙格库塔法进行仿真计算,与常规积分方法进行对比,说明本方法在精度上的优势。接下来通过借助对偶变量变分原理给出辛伪谱算法的构造流程。利用第四类生成函数将最优控制问题转化为边值问题;然后采用Legendre正交配点对状态变量和协态变量以及控制变量进行插值离散,从而原系统状态方程约束转化为有限维离散点的代数方程约束。此过程借助拟线性化法得到系统的雅可比矩阵,其具有稀疏对称的辛矩阵形式从而节省运行内存,并且将积分运算转化为代数求和,提高了计算效率,体现了算法的特点。通过数值算例对比结果体现了该算法高效率高精度的优点,证明了该算法的有效性。最后给出了航天器姿态机动的最优控制问题描述,运用辛伪谱离散方法处理航天器非线性耦合运动方程;为满足约束精度要求,利用hp自适应网格细化技术来优化整个区间段划分的段数与离散配点选取个数之间的分配,从而在保证精度的同时加快收敛速度,提高算法的运行效率。通过实例仿真给出航天器最优控制方案,分析其可行性,并综合考虑空间干扰力矩的影响以及控制输入饱和特性,给出滑膜变结构控制器设计修正控制律,实现航天器姿态机动最优轨迹的实时跟踪。(本文来源于《大连理工大学》期刊2018-04-26）
石青鑫[10]（2018）在《航天器姿态运动规划的最优控制研究》一文中研究指出在科学技术力量的推动下,航天器姿态运动的控制技术得到长足的发展,同时针对欠驱动航天器姿态运动的最优控制研究也取得了相当多的科研成果,本文将采用Chebyshev-Gauss(CG)伪谱法展开对全驱动航天器和欠驱动航天器姿态运动规划的最优控制研究。具体内容如下:首先,采用欧拉姿态角和四元参数建立航天器系统的两种姿态运动学方程;推导出航天器主体、动量轮及单框架控制力矩陀螺的角动量表达式,根据动量矩定理推导出包含推进器、动量轮以及单框架控制力矩陀螺在内的航天器姿态动力学方程的一般形式,并将其分别转变为仅在一种驱动装置作用下的动力学方程,以及对应的欠驱动形式。然后,给出最优控制问题的Bolza表示形式;介绍了最优控制问题的求解方法;考虑到实际问题中对能耗的限制以及对机动时间的要求,在时间最优指标函数和能量最优指标函数的基础上设计了时间-能量最优指标函数;分别介绍了Gauss伪谱法以及CG伪谱法的相关理论及求解步骤。最后,对带叁个动量轮的航天器,根据能量最优原理进行了姿态运动问题的研究,并用时间最优指标函数验证求解结果的正确性;对动量轮作用的欠驱动航天器以及推进器作用的欠驱动航天器分别作了CG伪谱法的能量最优姿态运动规划,并用Gauss伪谱法分别对两个模型作仿真,再对比两种伪谱法的求解结果;接着分别根据时间最优指标函数和时间-能量最优指标函数研究了由动量轮作用的欠驱动航天器姿态运动最优控制问题,并作了两种指标求解结果的对比分析;基于能量最优分别求解了冗余安装单框架控制力矩陀螺的航天器以及带两个控制力矩陀螺的欠驱动航天器的无奇异姿态运动最优控制问题。(本文来源于《北京信息科技大学》期刊2018-04-23）
航天器运动论文开题报告范文
（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：
面向航天器编队飞行的需求,对椭圆参考轨道航天器非线性周期相对运动条件进行研究,提出了确定椭圆参考轨道编队航天器非线性周期性相对运动条件的新方法。首先,考虑非线性、椭圆轨道等因素,通过哈密尔顿-雅可比(HJ)方程和正则摄动理论,推导了在任意非线性摄动下相对运动的模型和获得不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道的条件;然后,采用时域配点法,结合改进的列文伯格-马夸尔特(LM)法对周期性相对运动的初值进行求解;最后,设计数值仿真算例,利用上述条件,得到不消耗任何燃料的周期性绕飞轨道,由此验证了本文所提模型和方法的正确性。
（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。
航天器运动论文参考文献
[1].唐永兴,朱战霞.基于螺旋理论的DFP隔振航天器相对运动动力学建模与姿轨耦合控制[J].西北工业大学学报.2019
[2].刘柔妮,陈杰,孔祥龙,周世宏.航天器相对运动建模及周期性相对运动求解[J].上海航天.2019
[3].秦记东,李龙,孙涛,彭华峰.卫星雷达回波信号对在轨航天器目标运动探测[J].计算机仿真.2018
[4].张凯.航天器近距离运动的相对轨道自适应滑模控制[D].哈尔滨工业大学.2018
[5].易中贵,戈新生.间接Legendre伪谱法的欠驱动航天器姿态运动轨迹跟踪[J].宇航学报.2018
[6].余维,何益康,周连文,谢任远.基于单轴气浮台的航天器运动部件干扰力矩地面标定方法研究[J].计算机测量与控制.2018
[7].学忠.空间热流作用下挠性航天器姿态运动的稳定性分析[D].哈尔滨工业大学.2018
[8].于振华.航天器近距离接近采样运动规划方法研究[D].哈尔滨工业大学.2018
[9].钟红伟.航天器姿态运动最优控制保辛算法研究[D].大连理工大学.2018
[10].石青鑫.航天器姿态运动规划的最优控制研究[D].北京信息科技大学.2018