一、人造地球卫星太阳翼在轨道环境中转动惯量变化的研究（论文文献综述）
柴博[1]（2020）在《太阳翼驱动机构故障模式分析及其转轴疲劳可靠性评价》文中研究指明随着空间技术发展,卫星机构的可靠性要求越来越严格。太阳翼驱动机构作为卫星系统中的重要组成部分,在空间中出现故障后会导致卫星能源系统失效,且难以调整修复,并导致巨额经济损失。因此,研究围绕卫星太阳翼驱动机构的故障模式和可靠性分析展开,具有重要的应用价值。研究以某型太阳翼驱动机构为对象,对太阳翼驱动机构进行结构层次划分、故障模式分析、故障树构建、贝叶斯网络分析、疲劳损伤计算、寿命计算和可靠性建模,具体工作内容如下:考虑空间环境对太阳翼驱动机构在轨运行可靠性的影响,分析了太阳翼驱动机构的工作原理和结构,依据其跟踪规律,将其系统划分成驱动装置、传动机构、连接机构、信号传输系统和控制系统五个层次,并对各层次进行故障模式分析,汇总生成FMEA表。先行构建太阳翼驱动机构各层次的故障子树并进一步拓展形成系统故障树;采用模糊性处理办法,对故障树缺失的底事件故障率赋值,将专家评估结果转化为模糊概率,使用均值面积法进行解模糊处理,得到各底事件的精确故障概率。利用贝叶斯网络求解在故障树顶事件发生后其余各基本事件的后验概率,得到太阳翼驱动机构系统的薄弱环节——传动机构的转轴疲劳失效。考虑在发射不同阶段中传动机构转轴所处疲劳失效诱发环境,将失效问题划分为发射阶段的随机振动疲劳失效和在轨运行热疲劳失效两类,应用Abaqus有限元软件进行仿真分析。综合Miner线性疲劳累积损伤理论方法和材料的S-N测试曲线,利用频域下的Dirlik公式将危险点应力功率谱密度函数转化为概率密度函数,计算转轴的振动疲劳损伤;利用时域上的雨流计数法统计出转轴所受热应力的载荷-时间历程,计算得到转轴四个典型单元（随机振动应力响应较大但热应力为零的单元A、无随机振动响应但有热应力的单元B、少许随机振动应力响应但热应力最大的单元C、随机振动应力响应最大但热应力较低的单元D）的热疲劳损伤,综合比较确定太阳翼驱动机构转轴的疲劳寿命。基于应力-强度干涉模型建立太阳翼驱动机构转轴的疲劳可靠性模型。根据太阳翼驱动机构转轴的疲劳损伤仿真结果,应用小波变换和雨流计数法求得随机振动最大应力响应及最大热应力在时域上的应力历程及其拟合分布,利用转轴材料的P-S-N曲线推导在给定寿命下材料的强度概率分布。在Matlab中采用Monte Carlo方法进行随机抽样,完成对随机振动疲劳可靠性模型的可靠度计算,进而得到卫星太阳翼驱动机构工作过程的疲劳可靠度。
宋叶志[2]（2019）在《月球探测器软着陆弹道及地月平动点卫星轨道确定研究》文中提出近二三十年,随着中国深空探测大幕的拉开,我国已经成功实施嫦娥工程中的一系列重要月球探测任务。深空探测中测控系统是一个重要的子系统,其中对定轨和定位的计算需求是测控系统中较为核心的工作之一,关系到工程任务的成败,也是深空探测科学成果的前提保证。随着深空探测工程目标的多样性,我国的深空探测任务的轨道计算类型和需求也呈现多样性,既包括传统的环绕型卫星轨道确定,也包括行星或月球表面软着陆弹道确定、行星或月球表面巡视定位等一系列定轨定位场景。在此背景下,论文研究的主要方向即针对月球探测中的几种类型的外测数据处理方法及其应用研究。本文主要研究成果及创新主要包括以下几个方面:（1）分析了深空探测中轨道动力学定轨、运动学统计定轨和行星（月球）表面统计定位方法中的共性,给出了统一处理方程。采用统一方程对深空探测中定轨定位问题进行描述,有利于多功能软件开发的工程化。可以把不同应用需求的轨道计算问题开发成相应的软件模块,便于软件实施。（2）研究了行星（月球）软着陆时复杂弹道的数学逼近方法,并给出了利用标准B样条逼近方法情况下,对弹道的最优解算。该方法具有一般性,可以推广到其他形式的数值逼近方法。由于测量方程是非线性的,因此即便是线性系统逼近,就估值而言依然是非线性的,论文分析了初值问题,研究给出了在过拟合情况下正则化策略。对于有动力学约束时的飞行轨道计算问题,研究了联合解算微分方程与代数方程的弹道确定方法。（3）针对嫦娥三号仿真的GNC弹道,利用标准B样条逼近方法进行了模拟解算。通过数据分析表明,B样条以非常高的精度和较强的稳定性达到对仿真弹道的解算。在嫦娥三号任务实施中,利用该软件准实时处理了落月段的精密弹道确定,并把解算结果报告给北京航天飞行控制指挥中心决策。该方法的使用,是我国首次利用外测手段对月球软着陆弹道进行估计。（4）研究了探测器在地月L2点Halo轨道飞行期间的定轨数据处理,对嫦娥四号中继卫星“鹊桥”测量数据进行了分析,其轨道确定精度到百米级。分析了VLBI对此期间测轨精度的影响。平动点Halo轨道是深空探测任务中一种重要的飞行轨道,有其特殊的工程与理论价值,本文以特定的工程背景,研究了地面测控对其轨道定轨精度分析,并讨论相应的轨道特征。对后续类似的飞行任务有一定的参考价值。（5）研究了利用地月L2点中继卫星对月球背面探测器进行单程多普勒定位技术。利用地面系统晶振数据作为系统测量噪声对月球背面探测器进行统计定位分析。结果表明,在单星测量并且晶振不稳定情况下,定位性能较差。在测量几何及晶振不稳情况下,如果要提高定位精度,其中一个有效措施是对月面高程进行约束。由于月球背面目标无法利用地基测控网进行直接测量,利用L2平动点Halo轨道中继星对其进行位置测量为工程的实施提供了可能性,但必须要论证其在特定条件下的精度,为项目方案的确定提供决策支持。深空探测精密轨道计算软件的开发需要长时间的积累。通过对月球探测中不同测轨及定位任务需求的研究,丰富了课题组的定轨软件功能,为后续更复杂的测控数据处理需求打下良好的基础。
董嘉珩[3]（2019）在《星载天线指向机构设计与仿真分析验证》文中指出二维星载天线指向机构是卫星系统中用于实现对地面目标瞄准、定位和追踪等功能的执行部件。当卫星平台在轨运动时,指向机构两个方向的联合运动使卫星通讯天线能够始终保持对地面基站的精准指向,从而完成卫星系统与地面基站之间的信息传递。同时,指向机构在运动过程中与卫星平台之间会存在相互影响,一方面指向机构的运动会对卫星姿态产生干扰,甚至倾覆卫星;另一方面,卫星的姿态扰动也会对指向机构的指向产生偏差。本文旨在设计两种新型的通讯卫星天线指向机构:大型抛物面天线指向机构和小型喇叭天线指向机构。并依据力学仿真分析结果对两种机构的设计进行优化改进,确保设计的经济型、合理性与可靠性;其次,基于卫星姿态动力学方程和ADAMS仿真软件分析指向机构运动对卫星姿态的影响;最后完成实物的研制并进行一系列地面验证试验。本文主要从以下4个方面进行研究:（1）根据设计要求,充分考虑太空环境的限制,提出两种机构关键部件的设计方案,包括驱动单元、减速单元、角度检测单元和支撑单元等,并利用三维软件完成整个指向机构的设计。（2）通过HyperMesh软件建立机构的有限元模型,完成指向机构的力学仿真分析,包括静力学分析、模态分析、谐响应分析和随机振动分析,验证机构满足设计要求,并通过仿真结果对结构进行改进优化,确定最终的设计方案。（3）建立卫星系统的姿态动力学方程,完成卫星系统的动力学耦合分析,并通过ADAMS软件仿真分析指向机构运动时对卫星姿态角的影响。（4）基于前面的研究,完成小型指向机构实物的研制,设计地面验证试验,组装转台机构,搭建实验平台,模拟太空环境并完成指向机构的力学实验、寿命试验和冷焊试验,验证机构能够抵抗太空恶劣环境并满足寿命设计要求。
王杰[4]（2017）在《变参数挠性航天器动力学与控制研究》文中提出航天器太阳翼、天线等大型挠性结构相对于航天器本体通常存在旋转运动,将导致航天器系统的动力学参数发生变化,这种参数变化将对挠性航天器的高精度姿态控制系统设计带来严峻挑战。本文以存在动力学参数变化的挠性航天器系统为研究对象,从理论推导、数值仿真和地面实验三个方面,深入系统地研究了变参数挠性航天器系统的耦合动力学建模与分析、挠性结构振动控制方法、航天器系统姿态控制方法等问题。论文主要工作如下:1.建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了挠性附件的复模态属性以及与航天器系统的耦合动力学特性。（1）建立了含旋转运动挠性梁/板的附件动力学模型、含压电控制单元的旋转挠性梁的机电耦合动力学模型,分析了旋转运动、质量偏心、结构翘曲等因素对挠性附件固有特性的影响,揭示了轴向扭转导致系统模态由实模态转变为复模态的规律。（2）考虑挠性附件对航天器本体的相对旋转运动,建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了航天器系统的动力学特性、挠性附件旋转运动对航天器动力学参数的影响。结果表明:当挠性附件相对转动角速率较大或变化率较明显时,航天器本体坐标与挠性附件本体坐标之间的转换矩阵的一阶导数项不可忽略。2.针对航天器旋转挠性附件的结构振动问题,分别提出了复模态空间下的状态反馈、正位置反馈和滑模变结构等振动主动控制方法。（1）针对挠性附件旋转运动产生复模态的问题,提出了在复模态空间下设计基于状态反馈的结构振动控制方法。同时考虑到控制器饱和的情况,设计了具有增益调度的复模态状态反馈控制器。通过数值仿真,验证了该控制器的有效性。（2）结合线性二次型调节器,提出了复模态空间下的变增益正位置反馈振动控制方法。数值仿真表明:在脉冲激励、随机激励和初位移激励等多种工况下,该控制器都能得到较好的控制效果。（3）考虑挠性结构参数的不确定性以及输入饱和问题,提出了复模态空间下的滑模变结构振动控制方法。通过对含压电控制单元的挠性梁的振动控制仿真,验证了该控制方法的有效性。3.针对变参数挠性航天器的高精度姿态控制问题,提出了变幅值输入成型和滑模变结构姿态控制方法、姿态/结构振动耦合的自适应滑模控制方法。（1）针对定参数航天器姿态机动引起挠性振动的问题,提出了基于输入成型的姿态机动路径规划方法,该方法以bang-bang机动为参考路径,与输入成型器进行卷积得到最优机动路径,可有效降低甚至消除机动后挠性结构的残余振动。（2）针对变参数挠性航天器姿态机动中的挠性控制问题,以控制输入平滑性为目标函数,以挠性结构残余振动等于零为约束条件,提出了一种变幅值零振动（zero vibration,ZV）最优成型器设计方法;在此基础上,为解决成型器对挠性结构固有频率和结构阻尼等参数精确性的依赖问题,提出了变幅值零振动零微分（ZVD）成型器和变幅值零振动零二阶微分（ZVDD）成型器的设计方法,该方法对挠性结构固有频率和阻尼比的变化和不确定性具有较强鲁棒性。（3）考虑航天器参数变化、挠性结构振动的影响,提出了变参数挠性航天器的鲁棒H∞姿态控制方法和自适应滑模姿态控制方法。仿真结果表明:上述控制方法对具有时变参数、强非线性特征的变参数挠性航天器系统具有良好的控制效果。（4）结合自适应滑模姿态控制方法和正位置反馈结构振动控制方法,提出了变参数挠性航天器姿态与振动的耦合控制方法。仿真结果表明:相对于单独的姿态控制,姿态与振动的耦合控制方法缩短了姿态稳定时间,提高了航天器的指向稳定度。4.建立了挠性航天器耦合控制实验系统,开展了姿态控制、姿态与结构振动耦合控制的地面实验。（1）建立了基于单轴气浮台的挠性航天器姿态与振动耦合控制实验系统,具备开展单独姿态控制、挠性结构振动控制和姿态与结构振动耦合控制的能力。（2）开展了挠性航天器姿态机动策略验证实验,验证了基于输入成型的姿态机动路径规划方法在抑制挠性附件残余振动、改善航天器姿态性能指标方面的有效性。（3）开展了挠性航天器姿态控制实验,实验结果与仿真结果吻合较好,通过与经典PID控制方法的对比,验证了自适应滑模姿态控制方法的有效性。（4）开展了挠性航天器耦合控制验证实验,通过对比单独姿态控制和耦合控制时的系统动力学响应,验证了耦合控制方法的优越性。通过本文的研究,解决了变参数挠性航天器动力学建模与控制的难题,为现代航天器实现高精度和高稳定度提供了理论支撑。
左亚帅[5]（2016）在《考虑复杂空间热流的复合材料太阳帆板的刚—柔—热耦合研究》文中提出卫星在轨运行时,依靠太阳帆板接受到的各种空间热流发电提供能量。由于卫星长期暴露在太空中,热辐射会引起太阳帆板振动。卫星在姿态机动过程中,太阳帆板接受到的热流不断发生变化,引起太阳帆板上下表面及内部的温度场不断改变,太阳帆板内部沿厚度方向的温度梯度也在不断改变,由热弹性力学可知,太阳帆板内部会产生时变的热应力,引起太阳帆板的热变形,由角动量守恒可知,卫星中心舱体也会发生热扰动,可能导致卫星失稳甚至失效。本文针对复杂空间热流作用下的卫星-复合材料太阳帆板多体系统进行刚-柔-热耦合建模。利用角系数法,根据空间几何关系,考虑太阳帆板的热变形和卫星姿态角的影响,推导了太阳直接辐射热流、地球红外辐射热流与地球反照辐射热流的计算公式。考虑复合材料层间温度相等和传递的热流密度相等的约束条件,对太阳帆板进行空间三方向有限元离散,根据热传导方程的等效积分形式建立了太阳帆板的有限元离散热传导方程。考虑复合材料板的偏轴效应,引入热弹性应力应变关系,根据Jourdain速度变分原理建立了系统的动力学方程,得到了热传导方程和动力学方程联立的刚-柔-热耦合系统微分方程,在此基础上进行刚-柔-热耦合动力学仿真分析。根据Lyapunov第一近似方法,给出了太阳帆板的稳定性判据,针对太阳帆板的当前姿态角、阻尼系数、中心刚体转动惯量、热流种类等参数给出了稳定区间。
谭国强[6]（2015）在《空间对日定向装置半物理实验台设计与有效性验证》文中提出人类在进行太空探索中,空间站是其中必不可少的工具之一。电能是空间站维持自身运作,以及试验并保证人类生存的重要能源。现如今太阳翼作为大多数空间站能源来源之一,如何提高其太阳能利用率是当今空间站能源问题研究的主要内容。对日定向装置用于驱动太阳翼,使其保持实时对日运转。以提高能源利用率,是当今科学家研究的重点内容。空间站对日定向装置用于驱动太阳翼对日定向,为了保证其驱动过程中的控制特性,既保证太阳翼按预定方向运动,并能够控制其震颤。需要对对日定向装置进行整机级测试,以保证在发射前能够准确得到其驱动控制特性。保证发射后其在轨运行正常。现如今由于空间站技术在国际上只有两国已经完全掌握,且对我国实行了技术封锁。因此我国急需验证本国自主产权的对日定向装置试验台,以测试对日定向装置保证其达标,进而保证空间站的顺利建设完成。首先研究确定了对日定向装置半物理试验台整体方案,既采用半物理仿真方法,将大型太阳翼用计算机数学模型代替。参照电动舵机试验台方案设计了对日定向装置试验台机械支撑平台,采用仿龙门铣床结构,以增加其刚度与一阶固有频率,保证其不会影响正常试验。设计了加载单元结构,保证了力矩的无间隙测量特性,采用气浮联轴节抵消产品径向跳动。采用非标应变片式扭矩传感器进行扰动扭矩的测量。其次,为了保证机械结构平台的性能指标满足设计要求。对机械平台各部进行了最优化求解。阐述了工程最优化问题及相关理论,介绍了基于CAD技术与ANSYS Workbench联合仿真优化计算流程与办法。详细说明了基于ANSYS Workbench的试验设计法对立柱的单目标尺寸优化设计。对试验台其他各部及整体进行了模态分析。最后,研究了对日定向装置试验台有效性验证方案。阐述了验证有效性的必要性。并提出了两种不同的方案既扭振系统一端自由方案与扭振系统两端约束方案,分析两个方案的优缺点,最终选用两端约束扭振系统作为验证有效性最终方案。计算了扭振系统所需主要技术参数。
马鑫[7]（2015）在《复杂约束下的卫星结构机构设计与动力学仿真分析》文中认为航天技术作为当今世界最具带动性与挑战性的高科技领域之一,已经成为国家综合实力、国家命运以及国家政治的重要性标志。航天器是在地球大气层以外对宇宙空间进行探索、开发和利用等执行特定空间任务的飞行器,航天器结构机构分系统设计及其结构动力学仿真分析技术是非常重要的航天器技术问题之一,它们对保证空间科学探测任务成功实施具有很关键的作用。越来越受到重视的体积小、质量轻、功能强、高可靠的集约型航天器,由于其设计约束严格,使得结构机构分系统设计变得十分困难,复杂约束条件下的航天器结构机构分系统设计以及相关的结构动力学问题急需一套具体可行的设计方法予以指导。本文以DSL、分离载荷项目中的航天器结构机构设计为应用背景,通过运用“约束围绕式”设计方法,对项目中主星、子星在复杂多约束条件下进行了相关的结构机构设计与有限元仿真分析,得到了较为满意的航天器整体结构机构设计方案,验证了设计方法的可行性与实用性;以方形太阳帆航天器深空探测项目为应用背景,通过对三种模型的有限元建模、分析、验证计算,得到了方形太阳帆航天器结构姿态耦合系数矩阵计算的一套处理方法,为其进行姿态控制分系统设计提供了参数基础。本文的主要工作和创新点如下:1、在航天器结构机构设计方法方面,提出了一种在总体设计层面适用于复杂多约束条件下航天器结构机构设计的“约束围绕式”设计方法,提出了对于具有复杂多约束设计背景问题处理过程中的自然约束条件自我分析与耦合分析两大模块。通过以DSL、分离载荷项目中的航天器结构机构设计为应用背景,分别对子星与主星的结构设计工作进行了设计约束条件的自我分析与耦合分析,明确了关键约束条件与核心约束条件,降低了迭代设计过程50%以上的复杂度,对复杂多约束的强耦合性进行了一定程度的解耦,加快了迭代过程至少一倍以上的速度,获得了较为满意的结构机构设计方案,通过了有限元结构仿真验证,解决了具有复杂多约束的结构机构设计难题。2、针对大型方形太阳帆航天器,利用“约束围绕式”分析方法分析了其大量模态质量百分比密集性特性,提出了一种耦合系数矩阵求解的模型简化、定量验证的成套计算方法,针对具体的方形太阳帆航天器模型给出了两种简化等效模型,分别进行了有限元非线性静力仿真分析与预应力模态仿真分析;结合挠性航天器中心刚体加挠性附件耦合系数矩阵有限元计算理论,通过有限元分析,得出了满足惯量完备性的耦合系数矩阵;结合简化模型在姿态控制理论上的合理性分析,解决了无法通过模态质量百分比进行模态提取来满足惯量完备性的方形太阳帆航天器完整模型的耦合系数矩阵计算问题。本文进行的复杂约束条件结构机构设计与挠性结构耦合系数矩阵计算的研究分析工作,解决了特定结构形式航天器的结构机构设计与耦合动力学仿真计算问题,在理论研究层面与具体可行方法层面具有学术参考价值,对我国航天器结构机构技术的发展具有重要意义。
胡芳芳[8]（2014）在《卫星姿态H∞鲁棒容错控制与D-稳定性分析研究》文中研究指明由于长期工作在复杂的外层空间，卫星姿态控制系统中的执行机构和敏感器等具有复杂机构的部件，极容易出现故障，而卫星的姿态控制系统直接影响到卫星任务和使用寿命，因此对卫星姿态控制系统进行容错控制技术研究是非常有意义的。本文以小卫星姿态控制为背景，对容错控制控制和稳定性分析进行理论和应用研究，主要内容如下。首先，对卫星姿态控制系统进行建模。对地定向的刚体卫星的建模在很多文献和书籍中都有详细的过程，以此标称模型为参考，本文首先考虑卫星存在的转动惯量的不确定性，建立包含不确定性的模型。然后针对姿态控制系统中可能出现的执行机构和敏感器故障进行建模，因为建模中的故障参数来自于故障诊断的结果，而故障诊断结果不可避免地会存在不确定性，所以在故障建模的过程中，考虑故障诊断结果的加性摄动。然后，针对上一步建立的卫星姿态控制系统模型，设计相应的容错控制器。针对执行机构故障的情形，设计动态状态反馈容错控制器，动态部分用来补偿故障诊断结果的不确定性造成的控制偏差。考虑到控制输入受限，本文加入幅值约束，并将该幅值约束化为线性矩阵不等式的形式。针对敏感器故障的情形，设计输出反馈控制器。将所设计的两种控制器应用到卫星姿态控制系统中进行仿真验证。最后，对闭环系统进行D-鲁棒稳定性分析。考虑到本文的系统模型是一个多项式族，因此，分析闭环系统对干扰和初值的镇定能力，对故障的容错能力，以及对不确定性的鲁棒性是非常重要的。针对以上问题，本文将被控闭环系统的不确定性表示为多项式矩阵胞的形式，并用线性矩阵不等式方法对卫星姿态控制系统进行D-鲁棒稳定性分析。
王磊[9]（2013）在《卫星平台与天线去耦合控制》文中研究表明本论文以具有可展开天线的同步轨道通信卫星为研究对象，解决卫星平台和挠性天线之间具有的动力学耦合问题。研究工作从理论层面提出了动力学去耦合控制的概念和方法，在工程应用层面，对卫星平台与挠性天线动力学去耦合控制的实现展开了深入细致的研究。在工程上，挠性卫星的姿态控制问题还没有彻底得到解决，已经提出的一些方法在具有大型挠性天线的卫星上应用均存在一些不足，所以需要研究新的方案。挠性卫星姿态动力学与控制问题的关键是卫星平台与挠性天线之间存在动力学耦合，并且这种耦合的动力学可控制性很差。在这种情形下，仅仅从控制器设计方面寻求提高姿态控制性能的收效是有限的。目前挠性卫星姿态控制的研究工作多数局限于此，所以不能解决问题。为了解决具有大型挠性天线卫星的控制问题，本文另辟蹊径，采取措施改变控制对象特性，提高被控制对象动力学的可控制性，从而获得更好的控制系统性能。具体工作如下：在深入分析挠性天线与卫星平台动力学特性的基础之上，提出了一个新的概念——动力学去耦合控制，并依据这个概念设计了一个用于连接挠性天线和卫星平台的机构——去耦机构。去合机构的引入在根本上改变了挠性卫星动力学的可控制性。针对具有去耦机构且带有大型挠性天线的卫星建立了动力学模型。推导证明了去耦机构确实能够降低系统动力学耦合。利用对比的方法分析了去耦合与非去耦合系统的能控性程度和能观性程度，定性说明了去耦合系统之所以能够改善卫星平台和挠性天线控制特性的原因。将卫星平台与挠性天线的动力学方程联立，计算去耦合控制系统的特征值迁移性，定量说明了系统控制特性的改善程度。按照工程实现的约束条件，完成了卫星姿态控制系统设计。控制系统采取了预补偿控制和去耦控制的结构。分别以天线相对于惯性空间的绝对角速度和天线相对卫星平台的相对转角为内外回路反馈信号，构成双回路控制系统，以低带宽外回路隔离天线振动，高带宽内回路抑制摩擦力矩。对整星系统的分析说明了此控制系统具有良好的去耦合特性。对去耦合控制与非去耦合控制进行控制性能仿真对比，仿真结果说明去耦合控制满足系统对指向精度和稳定度的要求。进一步，利用整星质心位置不确定条件下的动力学方程，并增加相应的非线性环节来构成较完善的仿真模型，以此为基础来验证去耦合控制系统在不确定因素影响下的有效性，并通过该模型中参数的大范围摄动来检验控制系统的鲁棒性。总之，论文针对具有大型可展开天线卫星开展了卫星平台与天线去耦合控制研究，提出了去耦合控制的新概念，设计完成了去耦合控制的新系统，获得了满意的结果。文中提出的新理论对于挠性卫星姿态控制具有一定的理论意义，所设计的控制系统对我国具有大型可展开天线卫星的工程应用具有一定的参考价值。
龚浙安[10]（2013）在《卫星太阳翼驱动机构可靠性建模与分析》文中研究表明太阳翼驱动机构（Solar Array Drive Assembly, SADA）是卫星的关键装置之一，它是卫星内部与太阳帆板之间能量、信号交换通道，是整个卫星的生命之源。作为高可靠长寿命卫星内不能够采取整机冗余的连续转动装置，它从根本上影响着卫星的可靠性和寿命。根据相关文献资料，太阳电池阵的故障次数在卫星的所有故障统计中最多，而其中大概40%的太阳翼故障都是机械原因，主要表现在太阳翼帆板展开失败或者太阳翼驱动机构运动功能失效。太阳翼驱动机构的电子失效主要是内部驱动线路的短路。随着航天技术的发展，太阳翼驱动机构日趋复杂，其功能也日益多样化，由最初的单自由度向双自由度、双轴转变。对长寿命高可靠航天器机构的可靠性建模与分析较困难。首先，研究对象的小样本导致在实际故障案例或者地面试验过程中存在数据采集难；其次，空间环境导致复杂的产品故障模式，且各故障模式之间存在联系，致使预测太阳翼驱动机构的故障发生和故障模式难；再次，受试验经费与技术的限制，地面上不能完全模拟太空环境，许多参数和数据都存在不可测性和测不准等特性。目前国内外对太阳翼驱动机构的可靠性研究仍然不多，本文尝试从FMEA （Faliure Mode andEffects Analysis）、Petri网模型、动态故障树以及加速寿命试验设计等方面对太阳翼驱动机构进行系统的可靠性分析。1.首先分析SADA内部结构与工作原理，并综述国内外SADA装置可靠性研究方面的进展情况。2.对复杂的太空环境特点进行总结，然后分析太空环境对SADA装置的影响，建立SADA机构FMEA表。从电气和机械两个角度，总结出太阳翼驱动机构的故障模式，在此基础上，按照相应国军标要求生成FMEA表。3.从传统的可靠性框图和以Petri网模型为代表的动态建模技术两方面分别建立太阳翼驱动机构的可靠性模型。通过对太阳翼驱动机构的功能分解得到功能流程图，在此基础上，建立任务可靠性框图和基本可靠性框图。Petri网模型具有动态和结构性质，较传统建模方法更为有效，Petri网模型的建立首先考虑部件的结构与冗余方式，在此基础上，以部件状态为库所，以部件的潜在薄弱环节作为托肯，以失效模式作为变迁，以空间环境和实际使用情况等故障原因为激发条件，通过对底层部件变迁和驱动机构各层次之间逻辑关系的描述，建立太阳翼驱动机构Petri网模型。4.建立太阳翼驱动机构动态故障树，分别使用马尔可夫链和二元决策图对动态子树和静态子树进行分析，得到子树的最小割集和顶事件发生概率，在此基础上，得到太阳翼驱动机构综合动态故障树的最小割集和顶事件发生概率。5.设计合理的可靠性加速寿命试验。航天器机构重要部件寿命指标的验证具有一定难度，为缩短试验时间和费用，一般采用加速寿命试验信息外推产品在正常应力水平下的可靠性特征量。本文的加速寿命试验对象为正确安装于太阳翼驱动机构的低速固体润滑滚动轴承，通过提高转速来实现“加速”，将轴承实际试验累积转数折算成在轨工作年数。通过对失效数据的分析判断该滚动轴承是否满足寿命要求。
二、人造地球卫星太阳翼在轨道环境中转动惯量变化的研究（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、人造地球卫星太阳翼在轨道环境中转动惯量变化的研究（论文提纲范文）
（1）太阳翼驱动机构故障模式分析及其转轴疲劳可靠性评价（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景与意义 |
| 1.2 太阳翼驱动机构研究状况 |
| 1.3 太阳翼驱动机构可靠性研究现状 |
| 1.4 疲劳寿命分析研究现状 |
| 1.4.1 结构振动疲劳寿命分析研究现状 |
| 1.4.2 结构热疲劳寿命分析研究现状 |
| 1.5 课题来源和本文主要工作 |
| 第2章 空间环境下太阳翼驱动机构故障模式分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 服役空间环境简介 |
| 2.3 太阳翼驱动机构结构组成及工作原理 |
| 2.3.1 太阳翼驱动机构的结构组成 |
| 2.3.2 太阳翼驱动机构的工作原理 |
| 2.3.3 太阳翼驱动机构的层次划分 |
| 2.4 太阳翼驱动机构跟踪规律分析 |
| 2.4.1 相关参考坐标系 |
| 2.4.2 太阳翼驱动机构跟踪规律计算 |
| 2.5 太阳翼驱动机构故障模式分析 |
| 2.5.1 驱动装置故障模式分析 |
| 2.5.2 传动机构故障模式分析 |
| 2.5.3 连接机构故障模式分析 |
| 2.5.4 信号传输系统故障模式分析 |
| 2.5.5 控制系统故障模式分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于贝叶斯网络的太阳翼驱动机构故障树构建 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 太阳翼驱动机构故障树构建 |
| 3.2.1 驱动装置故障子树 |
| 3.2.2 传动机构故障子树 |
| 3.2.3 连接机构故障子树 |
| 3.2.4 信号传输系统故障子树 |
| 3.2.5 控制系统故障子树 |
| 3.3 太阳翼驱动机构故障树求解 |
| 3.4 太阳翼驱动机构贝叶斯网络分析 |
| 3.4.1 太阳翼驱动机构贝叶斯网络转换 |
| 3.4.2 太阳翼驱动机构底事件后验概率计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 太阳翼驱动机构转轴疲劳损伤仿真分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 太阳翼驱动机构转轴随机振动疲劳损伤分析 |
| 4.2.1 随机振动疲劳损伤的分析方法 |
| 4.2.2 基于Abaqus的太阳翼驱动机构转轴随机振动仿真建模 |
| 4.2.3 太阳翼驱动机构转轴随机振动仿真结果分析 |
| 4.2.4 太阳翼驱动机构转轴随机振动疲劳损伤计算 |
| 4.3 太阳翼驱动机构转轴的热疲劳损伤分析 |
| 4.3.1 空间干扰力矩的计算 |
| 4.3.2 基于Abaqus的太阳翼驱动机构转轴热疲劳仿真建模 |
| 4.3.3 太阳翼驱动机构转轴热疲劳仿真结果分析 |
| 4.3.4 太阳翼驱动机构转轴的热疲劳损伤计算 |
| 4.4 太阳翼驱动机构转轴的疲劳寿命计算 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 太阳翼驱动机构转轴疲劳可靠度评估 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于应力-强度干涉模型的疲劳可靠性模型 |
| 5.3 基于Monte Carlo方法的太阳翼驱动机构转轴疲劳可靠度求解 |
| 5.3.1 随机振动疲劳损伤仿真应力响应的分布模拟 |
| 5.3.2 基于P-S-N曲线的疲劳强度分布计算 |
| 5.3.3 热疲劳损伤仿真应力响应的分布模拟 |
| 5.3.4 太阳翼驱动机构转轴疲劳可靠度计算 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士期间的研究成果和参与项目 |
| 附录太阳翼驱动机构FMEA表 |
（2）月球探测器软着陆弹道及地月平动点卫星轨道确定研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 术语和缩略语 |
| 1.引言 |
| 1.1 .背景和研究意义 |
| 1.1.1 .国外深空探测研究现状 |
| 1.1.2 .中国近二十年深空探测工程及未来探测计划 |
| 1.1.3 .月球与行星探测中飞行器轨道计算研究 |
| 1.2 .论文的主要工作和内容安排 |
| 2.嫦娥工程中测量系统及统计定轨定位方法 |
| 2.1 跟踪测量技术 |
| 2.2 信号误差改正与台站坐标改正 |
| 2.3 时间与空间系统 |
| 2.3.1 时间系统 |
| 2.3.2 空间系统 |
| 2.4 探测器轨道、弹道及月面目标位置估计统一方程 |
| 2.5 深空探测定轨定位软件介绍 |
| 2.5.1 深空探测软件现状 |
| 2.5.2 深空探测轨道确定软件结构 |
| 2.6 本章小结 |
| 3.环绕型卫星及圆形限制性三体问题平动点动力学 |
| 3.1 环绕型卫星力学建模 |
| 3.1.1 中心天体引力及其非球形摄动 |
| 3.1.2 潮汐对卫星的摄动 |
| 3.1.3 第N体摄动 |
| 3.1.4 太阳直射光压摄动 |
| 3.1.5 经验加速度 |
| 3.1.6 后牛顿效应 |
| 3.1.7 大气阻力 |
| 3.1.8 其他摄动力 |
| 3.2 圆形限制性三体问题及其平动点附近动力学 |
| 3.2.1 圆形限制性三体问题的平动点 |
| 3.2.2 共线平动点附近的轨道特征及应用 |
| 3.2.3 共线平动点轨道动力学的应用 |
| 3.3 动力学定轨方法 |
| 3.4 本章小结 |
| 4.探测器动力软着陆的数值逼近方法 |
| 4.1 B样条基函数定义 |
| 4.2 飞行器弹道的样条逼近 |
| 4.3 动力落月弹道估计 |
| 4.4 动力学约束条件下统计最优弹道确定方法 |
| 4.5 初值问题及正则化问题 |
| 4.6 本章小结 |
| 5.嫦娥三号动力软着陆仿真与实测落月弹道数据处理分析 |
| 5.1 嫦娥三号地面测控系统 |
| 5.2 月面软着GNC系统及影像制图 |
| 5.2.1 嫦娥三号GNC系统组成 |
| 5.2.2 GNC系统工作模式 |
| 5.2.3 嫦娥三号降落相机影像制图 |
| 5.3 GNC弹道仿真数据解算 |
| 5.4 嫦娥三号实测数据处理 |
| 5.5 本章小结 |
| 6.地基测控网对地月L2点Halo轨道确定 |
| 6.1 嫦娥四号“鹊桥”绕地月L2点Halo飞行测轨概况 |
| 6.2 “鹊桥”中继卫星地月L2点Halo轨道飞行期间数据处理分析 |
| 6.3 VLBI对 Halo轨道定轨的影响 |
| 6.4 本章小结 |
| 7.地月L2点Halo轨道中继卫星对月球背面着陆器定位 |
| 7.1 中继星单程多普勒模式 |
| 7.2 多普勒系统晶振的地面试验 |
| 7.3 月球背面目标无线电定位 |
| 7.4 仿真数据处理与分析 |
| 7.4.1 仅考虑测量随机噪声定位性能 |
| 7.4.2 同时考虑测量随机噪声与星历误差 |
| 7.4.3 地面晶振试验结果加入测量噪声 |
| 7.4.4 接收机频率加频漂、线性频偏和随机噪声对定位的影响 |
| 7.5 本章小结 |
| 8.总结与展望 |
| 8.1 本文工作总结 |
| 8.2 今后研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简介及在学期间发表的学术论文与研究成果 |
（3）星载天线指向机构设计与仿真分析验证（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外发展概况 |
| 1.2.1 国外发展概况 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.2.3 国内外技术差距 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 指向机构总体结构设计方案 |
| 2.1 星载指向机构介绍 |
| 2.2 指向机构设计分析 |
| 2.2.1 指向机构功能要求及技术指标 |
| 2.2.2 空间环境分析 |
| 2.2.3 指向机构构型的确定 |
| 2.2.4 传统构型的改进 |
| 2.2.5 指向机构过顶盲区解决方案 |
| 2.3 关键部件设计 |
| 2.3.1 驱动单元 |
| 2.3.2 减速单元 |
| 2.3.3 角度检测单元 |
| 2.3.4 支撑单元 |
| 2.3.5 润滑设计 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 指向机构力学仿真分析 |
| 3.1 有限元分析的介绍及意义 |
| 3.2 机构有限元模型的建立 |
| 3.3 力学仿真分析 |
| 3.3.1 静力学分析 |
| 3.3.2 模态分析 |
| 3.3.3 谐响应分析 |
| 3.3.4 随机振动分析 |
| 3.4 优化指向机构设计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 卫星系统动力学耦合分析 |
| 4.1 指向机构运动对卫星平台的干扰分析 |
| 4.1.1 空间中常用坐标系 |
| 4.1.2 卫星姿态运动 |
| 4.1.3 指向机构与卫星系统建模 |
| 4.1.4 卫星系统耦合分析 |
| 4.2 基于虚拟样机技术的动力学仿真分析 |
| 4.2.1 多体动力学理论及虚拟样机技术 |
| 4.2.2 仿真分析前提条件设定 |
| 4.2.3 建立卫星系统虚拟样机模型 |
| 4.2.4 指向机构运动对卫星姿态影响的仿真分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 指向机构地面验证试验 |
| 5.1 指向机构的力学试验 |
| 5.1.1 正弦振动试验 |
| 5.1.2 随机振动试验 |
| 5.1.3 冲击试验 |
| 5.2 指向机构加速寿命试验 |
| 5.2.1 试验方案 |
| 5.2.2 试验结果 |
| 5.3 指向机构抗冷焊试验 |
| 5.3.1 冷焊效应的概述 |
| 5.3.2 试验的整体方案设计 |
| 5.3.3 试验结果 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 论文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简介及在学期间所取得的科研成果 |
| 致谢 |
（4）变参数挠性航天器动力学与控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 挠性航天器的发展特点 |
| 1.1.2 变参数挠性航天器的内涵 |
| 1.1.3 变参数挠性航天器面临的动力学与控制问题 |
| 1.1.4 本文研究的目的及意义 |
| 1.2 国内外相关研究情况 |
| 1.2.1 挠性航天器动力学建模与分析理论 |
| 1.2.2 航天器挠性结构振动控制方法 |
| 1.2.3 挠性航天器姿态控制方法 |
| 1.2.4 挠性航天器耦合控制方法 |
| 1.3 本文主要研究内容及组织结构 |
| 1.3.1 本文研究的问题 |
| 1.3.2 主要研究内容 |
| 第二章 变参数挠性航天器耦合动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 变参数挠性航天器动力学表征 |
| 2.2.1 物理构型和拓扑特征 |
| 2.2.2 运动描述方法 |
| 2.2.3 模型简化 |
| 2.3 变参数挠性航天器附件动力学建模 |
| 2.3.1 旋转挠性梁动力学建模 |
| 2.3.2 旋转智能挠性梁机电耦合建模 |
| 2.3.3 旋转太阳翼动力学建模 |
| 2.4 变参数挠性航天器系统动力学建模 |
| 2.4.1 坐标系定义 |
| 2.4.2 挠性附件离散化 |
| 2.4.3 能量列式 |
| 2.4.4 系统动力学方程 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 变参数挠性航天器耦合动力学分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 变参数挠性航天器附件动力学分析 |
| 3.2.1 旋转挠性梁动力学特性分析 |
| 3.2.2 旋转太阳翼动力学特性分析 |
| 3.3 变参数挠性航天器系统动力学分析 |
| 3.3.1 仿真对象和参数定义 |
| 3.3.2 太阳翼转动对系统参数的影响 |
| 3.3.3 太阳翼转动对系统固有特性的影响 |
| 3.3.4 挠性结构振动对姿态的影响 |
| 3.3.5 姿态机动对挠性结构振动的影响 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 变参数挠性航天器振动控制方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 复空间下状态反馈控制器设计与分析 |
| 4.2.1 状态反馈控制器 |
| 4.2.2 增益调度控制器 |
| 4.2.3 算例验证 |
| 4.3 复空间下正位置反馈控制器设计与分析 |
| 4.3.1 变增益反馈控制器 |
| 4.3.2 算例验证 |
| 4.4 复空间下滑模控制器设计与分析 |
| 4.4.1 系统状态转换 |
| 4.4.2 复滑模面设计 |
| 4.4.3 输入饱和控制器设计 |
| 4.4.4 算例验证 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 变参数挠性航天器输入成型姿态控制方法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 定参数系统输入成型姿态控制方法 |
| 5.2.1 基于输入成型的姿态机动策略设计 |
| 5.2.2 基于输入成型的姿态机动策略仿真分析 |
| 5.3 变参数系统变幅值输入成型姿态控制方法 |
| 5.3.1 变幅值ZV成型姿态机动路径优化方法 |
| 5.3.2 变幅值ZV成型姿态机动方法仿真分析 |
| 5.4 变参数系统变幅值输入成型鲁棒姿态控制方法 |
| 5.4.1 鲁棒姿态机动路径优化方法 |
| 5.4.2 鲁棒姿态机动方法仿真分析 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 变参数挠性航天器耦合控制方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 变参数挠性航天器鲁棒姿态控制方法 |
| 6.2.1 H∞姿态控制器设计 |
| 6.2.2 H∞姿态控制方法仿真分析 |
| 6.3 变参数挠性航天器自适应滑模姿态控制方法 |
| 6.3.1 自适应滑模控制律设计 |
| 6.3.2 自适应滑模姿态控制方法仿真分析 |
| 6.4 变参数挠性航天器耦合控制方法 |
| 6.4.1 挠性航天器耦合控制器原理 |
| 6.4.2 挠性航天器耦合控制器设计 |
| 6.4.3 基于鲁棒控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.4.4 基于自适应滑模控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 挠性航天器耦合控制方法实验研究 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 挠性航天器耦合控制实验系统设计 |
| 7.2.1 实验目的与实验任务规划 |
| 7.2.2 试验系统设计与研制 |
| 7.3 挠性航天器姿态机动实验研究 |
| 7.3.1 实验方案设计 |
| 7.3.2 实验结果分析 |
| 7.3.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.4 挠性航天器耦合控制实验研究 |
| 7.4.1 实验方案设计 |
| 7.4.2 实验结果分析 |
| 7.4.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.5 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 主要研究成果 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 进一步研究的建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 航天器姿态描述方法 |
| A.1 欧拉角 |
| A.2 角参数式 |
| A.3 四元数 |
| A.4 修正的罗德里格斯参数 |
（5）考虑复杂空间热流的复合材料太阳帆板的刚—柔—热耦合研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 温度场分析研究现状 |
| 1.2.2 刚-柔-热耦合分析研究现状 |
| 1.2.3 稳定性分析研究现状 |
| 1.3 本文工作内容介绍 |
| 第二章 卫星-复合材料太阳帆板多体系统刚-柔-热耦合建模 |
| 2.1 考虑耦合效应的空间复杂热流公式推导 |
| 2.1.1 太阳直接辐射热流 |
| 2.1.2 地球红外辐射热流 |
| 2.1.3 地球反照辐射热流 |
| 2.1.4 考虑刚-柔耦合效应的热流计算公式 |
| 2.2 复合材料太阳帆板有限元离散热传导方程的建立 |
| 2.3 复合材料太阳帆板动力学方程推导 |
| 2.4 卫星太阳帆板多体系统刚-柔-热耦合方程组集 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 卫星-复合材料太阳帆板多体系统刚-柔-热耦合仿真分析 |
| 3.1 温度场计算和验证 |
| 3.2 刚-柔-热耦合动力学分析 |
| 3.2.1 复杂热流的影响分析 |
| 3.2.2 耦合效应的影响分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 复合材料太阳帆板的响应稳定性分析 |
| 4.1 复合材料太阳帆板稳态运动的稳定性判据 |
| 4.2 复合材料太阳帆板稳态运动的稳定性分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 结语 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表或录用的论文 |
（6）空间对日定向装置半物理实验台设计与有效性验证（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究情况 |
| 1.2.2 国内研究情况 |
| 1.3 论文课题来源和主要内容 |
| 1.3.1 本论文课题来源 |
| 1.3.2 本文主要内容 |
| 1.3.3 本文内容安排 |
| 第2章 对日定向装置半物理试验台设计 |
| 2.1 对日定向装置试验台方案研究 |
| 2.1.1 前言 |
| 2.1.2 半物理试验加载方案 |
| 2.1.3 试验台的组成及工作原理 |
| 2.2 对日定向装置试验台机械结构设计 |
| 2.2.1 机械支撑平台设计 |
| 2.2.2 纵向移动平台设计 |
| 2.2.3 垂向移动平台设计 |
| 2.3 力矩加载单元设计 |
| 2.3.1 力矩加载单元结构设计 |
| 2.3.2 被测产品全跳动度误差适应方法 |
| 2.3.3 加载单元模态分析 |
| 2.3.4 同轴度调整单元 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 对日定向装置试验台结构优化计算 |
| 3.1 工程优化问题研究背景 |
| 3.1.1 工程优化问题介绍 |
| 3.1.2 结构优化基本理论 |
| 3.1.3 优化设计的数学模型 |
| 3.2 ANSYS Workbench优化技术研究 |
| 3.2.1 ANSYS Workbench简介 |
| 3.2.2 基于ANSYS Workbench的优化流程 |
| 3.2.3 优化方法的选择 |
| 3.3 立柱优化计算 |
| 3.3.1 引言 |
| 3.3.2 立柱优化问题的数学模型建立 |
| 3.3.3 在ANSYS Workbench中立柱的优化设计 |
| 3.3.4 基于试验设计的响应面结果分析 |
| 3.4 试验台其他部件优化结果 |
| 3.4.1 安装基座优化结果 |
| 3.4.2 移动平台模态分析结果 |
| 3.5 力矩加载单元连接件的优化设计 |
| 3.6 试验台整体模态分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 对日定向装置试验台加载精度有效性验证研究 |
| 4.1 有效性研究的必要性 |
| 4.2 有效性方案原理 |
| 4.3 有效性方案设计 |
| 4.3.1 扭振系统上端自由方案 |
| 4.3.2 扭振系统两端约束方案 |
| 4.4 加载精度验证方案可信度条件 |
| 4.5 两端约束扭振系统参数计算 |
| 4.5.1 扭杆材料的选择 |
| 4.5.2 扭振系统参数确定 |
| 4.5.3 扭杆校核 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（7）复杂约束下的卫星结构机构设计与动力学仿真分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 微小卫星发展现状 |
| 1.2.2 结构构型设计 |
| 1.2.3 载荷布局设计 |
| 1.2.4 分离释放机构设计 |
| 1.2.5 挠性结构问题 |
| 1.3 论文主要内容与结构安排 |
| 第二章 航天器结构机构设计理论及复杂约束处理方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 航天器结构设计基本理论 |
| 2.2.1 结构构型设计 |
| 2.2.2 结构设计要求确定 |
| 2.2.3 结构材料、连接方式选择 |
| 2.2.4 结构初步设计分析与方案遴选确定 |
| 2.2.5 结构详细设计 |
| 2.3 航天器机构设计基本理论 |
| 2.3.1 机构设计特点与基本原则 |
| 2.3.2 机构设计基本技术要求 |
| 2.3.3 压紧与释放机构设计要素 |
| 2.4 结构分析有限元数值方法基本理论 |
| 2.4.1 有限元基本计算方法 |
| 2.4.2 结构动力学有限元分析理论 |
| 2.4.3 几何非线性有限元分析理论 |
| 2.5 结构机构复杂约束设计处理方法 |
| 2.5.1“约束围绕式”设计方法定义与结构 |
| 2.5.2 自然约束条件分析与关键约束条件提取 |
| 2.5.3 初步总体设计与最终总体设计 |
| 2.5.4 设计方法要素说明 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 一主多从DSL微小卫星结构机构方案设计与仿真 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 子星结构方案设计与仿真 |
| 3.2.1 设计输入分析与确定 |
| 3.2.2 CZ阶段的星上设备布局设计 |
| 3.2.3 ZZ阶段的子星设备布局设计完善 |
| 3.2.4 ZZ阶段的子星主框架结构设计 |
| 3.2.5 ZZ阶段的子星结构完整设计方案 |
| 3.2.6 子星模态有限元仿真 |
| 3.2.7 子星最终总体设计方案总结 |
| 3.3 主星结构方案设计与仿真 |
| 3.3.1 设计输入分析与确定 |
| 3.3.2 CZ阶段的主星构型设计 |
| 3.3.3 ZZ阶段的主星舱内设备布局设计 |
| 3.3.4 ZZ阶段的主星主框架结构设计 |
| 3.3.5 ZZ阶段的主星及整星结构完整设计方案 |
| 3.3.6 主星模态有限元仿真 |
| 3.3.7 主星最终总体设计方案总结 |
| 3.4 夹紧释放机构方案设计 |
| 3.4.1 设计输入与功能要求 |
| 3.4.2 夹紧释放机构总体方案设计 |
| 3.4.3 子星夹紧释放结构设计 |
| 3.4.4 主星夹紧释放机构设计 |
| 3.4.5 夹紧释放机构工作原理 |
| 3.4.6 夹紧释放机构工作过程 |
| 3.4.7 夹紧释放机构设计结论 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 多维强约束分离载荷结构方案设计与仿真 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 主星结构方案设计与仿真 |
| 4.2.1 设计输入分析与确定 |
| 4.2.2 CZ阶段的主星构型设计 |
| 4.2.3 ZZ阶段的主星舱内设备布局设计 |
| 4.2.4 ZZ阶段的主星主框架结构设计 |
| 4.2.5 ZZ阶段的主星及整星结构完整设计方案 |
| 4.2.6 主星模态有限元仿真 |
| 4.2.7 主星最终总体设计方案总结 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 太阳帆航天器结构耦合动力学计算及机构设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 非线性静力学有限元仿真分析 |
| 5.2.1 有限元模型建立 |
| 5.2.2 材料属性 |
| 5.2.3 边界条件与分析工况 |
| 5.2.4 非线性静力分析结果 |
| 5.3 预应力模态有限元仿真分析 |
| 5.3.1 有限元模型建立 |
| 5.3.2 材料属性 |
| 5.3.3 边界条件与分析工况 |
| 5.3.4 预应力模态仿真分析结果 |
| 5.4 结构姿态耦合系数计算 |
| 5.4.1 结构姿态耦合系数有限元计算方法 |
| 5.4.2 太阳帆航天器完整模型耦合系数计算 |
| 5.4.3 太阳帆全杆简化模型耦合系数计算 |
| 5.4.4 太阳帆全帆简化模型耦合系数计算 |
| 5.4.5 太阳帆航天器耦合系数计算总结 |
| 5.5 姿态控制滚转轴稳定机设计 |
| 5.5.1 RSB结构机构设计 |
| 5.5.2 RSB工作原理 |
| 5.5.3 RSB转杆长度设计 |
| 5.5.4 转杆极限转速计算 |
| 5.5.5 RSB转杆设计结果 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 结论 |
| 6.1 主要工作及创新点 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 在学期间主要的研究成果及参加的科研项目 |
| 主要的研究成果 |
| 主要参加的科研项目 |
| 致谢 |
（8）卫星姿态H∞鲁棒容错控制与D-稳定性分析研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题的来源及研究目的和意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 鲁棒容错控制国内外研究现状分析 |
| 1.2.2 稳定性分析国内外研究现状分析 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.3.1 建立精确的卫星姿态控制系统 LTI 模型 |
| 1.3.2 鲁棒容错控制器设计 |
| 1.3.3 闭环系统鲁棒 D-稳定性分析 |
| 第2章 卫星姿态控制系统建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 卫星姿态控制系统标称模型建立 |
| 2.3 包含不确定性的卫星姿态控制系统建模 |
| 2.3.1 上线性分式变换理论 |
| 2.3.2 标准 H∞卫星姿态控制系统模型 |
| 2.4 执行机构和敏感器故障建模 |
| 2.4.1 飞轮故障分析与建模 |
| 2.4.2 陀螺故障分析与建模 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 H_2/H_∞鲁棒容错控制器设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 H_∞容错控制 |
| 3.3 动态状态反馈容错控制器设计与应用 |
| 3.3.1 动态状态反馈控制器设计 |
| 3.3.2 动态状态反馈在卫星姿态控制中的应用 |
| 3.4 H_2/H_∞输出反馈控制器设计与应用 |
| 3.4.1 H_2/H_∞输出反馈控制器设计 |
| 3.4.2 H_2/H_∞输出反馈在卫星姿态控制中的应用 |
| 3.5 H∞状态反馈控制器和 H_2/H_∞输出反馈控制器对比 |
| 3.6 加入区域极点配置后的 H_2/H_∞容错控制 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 基于多项式矩阵胞的鲁棒 D-稳定性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 区间多项式/多胞型多项式稳定性分析 |
| 4.2.1 区间多项式的稳定性分析和算例 |
| 4.2.2 多胞型多项式的稳定性分析 |
| 4.3 区间矩阵/多胞型矩阵稳定性分析 |
| 4.3.1 区间矩阵稳定性分析和算例 |
| 4.3.2 多胞型矩阵稳定性分析和算例 |
| 4.4 多项式矩阵胞的 D-稳定性分析 |
| 4.4.1 D-稳定性分析的 LMI 条件 |
| 4.4.2 多项式矩阵和多项式矩阵胞 D-稳定结论 |
| 4.4.3 实数域多项式矩阵和多项式矩阵胞 D-稳定性条件 |
| 4.4.4 多个 D 区域鲁棒稳定性分析结论 |
| 4.4.5 算例分析 |
| 4.5 鲁棒稳定性分析在卫星姿态控制中的应用 |
| 4.5.1 卫星姿态控制的多项式矩阵胞模型建立 |
| 4.5.2 D-稳定性分析在卫星姿态控制中的应用 |
| 4.5.3 仿真结果分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读学位期间发表的学术论文 |
| 致谢 |
（9）卫星平台与天线去耦合控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究背景 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题背景及研究目的和意义 |
| 1.2 挠性卫星姿态动力学与控制的发展情况 |
| 1.2.1 挠性卫星姿态动力学建模 |
| 1.2.2 挠性卫星姿态控制 |
| 1.2.3 刚-柔耦合动力学问题研究 |
| 1.2.4 挠性卫星的能控性程度和能观性程度 |
| 1.3 具有大型空间天线卫星姿态控制的发展情况 |
| 1.3.1 大型空间可展开天线的发展情况 |
| 1.3.2 具有大型空间可展开天线卫星的姿态控制 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第2章 卫星平台与天线去耦合控制概念 |
| 2.1 大型空间可展开天线控制的特殊性 |
| 2.2 卫星平台与天线动力学去耦合控制概念 |
| 2.2.1 动力学耦合对卫星平台姿态控制的影响 |
| 2.2.2 动力学去耦合控制概念 |
| 2.3 用于挠性附件的连接机构研究 |
| 2.4 去耦机构设计 |
| 2.4.1 去耦机构定义 |
| 2.4.2 去耦机构原理及功能 |
| 2.4.3 角度测量传感器和直流驱动电机的选择 |
| 2.4.4 机械部分设计 |
| 2.4.5 去耦机构安装位置 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 具有去耦机构卫星的动力学建模与去耦合分析 |
| 3.1 具有去耦机构卫星的动力学建模 |
| 3.1.1 建模的基本假设条件 |
| 3.1.2 具有去耦机构卫星的动力学建模 |
| 3.2 动力学去耦合特性分析 |
| 3.2.1 无去耦机构卫星动力学耦合关系 |
| 3.2.2 具有去耦机构卫星的动力学去耦合特性 |
| 3.3 整星质心位置不确定条件下的动力学模型 |
| 3.4 可展开天线有限元分析 |
| 3.4.1 有限元分析参数 |
| 3.4.2 有限元分析结果 |
| 3.4.3 模态截断惯性完备性分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 去耦合挠性卫星的控制特性分析 |
| 4.1 去耦合挠性卫星能控性程度分析 |
| 4.1.1 能控性和能观性等价定理 |
| 4.1.2 能控性程度和能观性程度 |
| 4.1.3 去耦合与非去耦合方法对比 |
| 4.1.4 特征值迁移性数值验证 |
| 4.2 去耦合控制挠性卫星的阻尼特性分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 去耦合控制系统设计与分析 |
| 5.1 系统内外存在的干扰 |
| 5.1.1 去耦机构轴承摩擦力矩干扰 |
| 5.1.2 来自空间及可展天线自身的干扰 |
| 5.2 控制器综合与校正 |
| 5.2.1 卫星平台控制器综合与校正 |
| 5.2.2 卫星平台预补偿控制器设计 |
| 5.2.3 去耦机构控制器综合与校正 |
| 5.3 整星控制系统特性分析 |
| 5.3.1 整星控制系统综合 |
| 5.3.2 单通道控制系统特性 |
| 5.3.3 控制系统去耦合特性分析 |
| 5.3.4 三轴耦合验证 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 去耦合控制系统仿真验证 |
| 6.1 去耦合与非去耦合控制性能仿真对比 |
| 6.2 不确定性因素影响下控制系统有效性仿真验证 |
| 6.3 去耦合控制系统鲁棒性仿真验证 |
| 6.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（10）卫星太阳翼驱动机构可靠性建模与分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 太阳翼驱动机构介绍 |
| 1.1.1 太阳翼驱动机构功能和组成 |
| 1.1.2 太阳翼驱动机构的工作原理 |
| 1.1.3 太阳翼驱动机构的发展现状 |
| 1.2 太阳翼驱动机构的可靠性研究现状 |
| 1.3 课题研究内容 |
| 1.4 论文的结构安排 |
| 第二章 太阳翼驱动机构 FMEA 分析 |
| 2.1 空间环境及防护措施 |
| 2.1.1 真空及防护措施 |
| 2.1.2 微重力及防护措施 |
| 2.1.3 温度交变及防护措施 |
| 2.1.4 辐射及防护措施 |
| 2.1.5 高速微流星体和空间碎片及防护措施 |
| 2.2 太阳翼驱动机构的 FMEA |
| 2.2.1 驱动电机的 FMEA |
| 2.2.2 谐波齿轮传动系统的 FMEA |
| 2.2.3 控制系统的 FMEA |
| 2.2.4 功率信号导电环的 FMEA |
| 2.2.5 太阳敏感器和角位置传感器的 FMEA |
| 2.2.6 太阳翼驱动机构综合 FMEA |
| 2.2.7 分析结论和系统评价 |
| 2.3 小结 |
| 第三章 太阳翼驱动机构可靠性建模 |
| 3.1 太阳翼驱动机构可靠性框图 |
| 3.2 太阳翼驱动机构 Petri 网建模 |
| 3.2.1 Petri 网理论及对不可修系统的可靠性建模 |
| 3.2.2 太阳翼驱动机构各部件 Petri 网模型 |
| 3.2.3 太阳翼驱动机构综合 Petri 网模型 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 太阳翼驱动机构动态故障树分析 |
| 4.1 太阳翼驱动机构动态故障树的建立 |
| 4.1.1 太阳敏感器动态故障树 |
| 4.1.2 角位置传感器动态故障树 |
| 4.1.3 功率信号导电环动态故障树 |
| 4.1.4 星载计算机和驱动线路动态故障树 |
| 4.1.5 步进电机动态故障树 |
| 4.1.6 谐波齿轮传动系统故障树 |
| 4.1.7 太阳翼驱动机构综合动态故障树 |
| 4.2 基于马尔可夫链的动态子树分析 |
| 4.3 基于二元决策图的静态子树分析 |
| 4.4 太阳翼驱动机构综合动态故障树最小割集和顶事件发生概率 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 太阳翼驱动机构滚动轴承加速寿命试验方案 |
| 5.1 加速寿命试验 |
| 5.1.1 三类加速寿命试验 |
| 5.1.2 太阳翼驱动机构滚动轴承加速寿命试验的几个关键点 |
| 5.1.3 太阳翼驱动机构滚动轴承加速寿命试验方案的优化问题 |
| 5.2 太阳翼驱动机构滚动轴承加速寿命试验方案的制定 |
| 5.2.1 试验目的 |
| 5.2.2 试验对象和数目 |
| 5.2.3 试验设备 |
| 5.2.4 试验方案 |
| 5.2.5 试验监测点 |
| 5.2.6 失效判据 |
| 5.2.7 试验终止条件 |
| 5.2.8 加速寿命试验后的功能和性能检查 |
| 5.2.9 试验数据的处理 |
| 5.2.10 完善试验方案 |
| 5.3 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 附录 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻硕期间取得的研究成果 |
四、人造地球卫星太阳翼在轨道环境中转动惯量变化的研究（论文参考文献）
- [1]太阳翼驱动机构故障模式分析及其转轴疲劳可靠性评价[D]. 柴博. 浙江理工大学, 2020(04)
- [2]月球探测器软着陆弹道及地月平动点卫星轨道确定研究[D]. 宋叶志. 中国科学院大学(中国科学院国家授时中心), 2019(03)
- [3]星载天线指向机构设计与仿真分析验证[D]. 董嘉珩. 吉林大学, 2019(10)
- [4]变参数挠性航天器动力学与控制研究[D]. 王杰. 国防科技大学, 2017(02)
- [5]考虑复杂空间热流的复合材料太阳帆板的刚—柔—热耦合研究[D]. 左亚帅. 上海交通大学, 2016(02)
- [6]空间对日定向装置半物理实验台设计与有效性验证[D]. 谭国强. 东北大学, 2015(01)
- [7]复杂约束下的卫星结构机构设计与动力学仿真分析[D]. 马鑫. 中国科学院研究生院(空间科学与应用研究中心), 2015(01)
- [8]卫星姿态H∞鲁棒容错控制与D-稳定性分析研究[D]. 胡芳芳. 哈尔滨工业大学, 2014(02)
- [9]卫星平台与天线去耦合控制[D]. 王磊. 哈尔滨工业大学, 2013(01)
- [10]卫星太阳翼驱动机构可靠性建模与分析[D]. 龚浙安. 电子科技大学, 2013(01)