导读:本文包含了输入成型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,调制器,路径,抑制,构型,附件。
输入成型论文文献综述写法
钟超,吴敬玉,陆智俊[1]（2017）在《基于PD控制的大挠性卫星输入成型姿态机动方法研究》一文中研究指出对有快速姿态机动要求的大挠性卫星,为减小挠性振动对姿态机动时间的影响,对基于比例微分(PD)控制的输入成型姿态机动方法进行了研究,提出用输入成型方法在快速机动过程中直接对附件的挠性振动进行抑制。将动力学方程扩展到状态空间,通过求解状态矩阵的特征值解出系统的等效振动频率与阻尼比,以获得成型输入器。给出了一种简化的且能满足工程使用的输入成型频率参数确定方法。设计了输入成型的PD控制器,实现欧拉轴快速姿态机动,同时有效抑制附件的振动。对输入成型器的误差进行了分析。仿真分析了ZVD,EI,ZVDD,EI-Twohump四种输入成型器对某卫星太阳阵挠性振动的抑制效果,以及惯量和挠性参数分别在标称及拉偏状态下卫星姿态机动时的姿态误差与振动模态。结果表明:该方法可满足工程使用要求,简易地获取输入成型参数,设计绕欧拉轴近似最短路径的机动方式,能有效抑制附件的挠性振动,实现快速的姿态机动。(本文来源于《上海航天》期刊2017年02期）
周伟敏,廖瑛,杨雅君,朱庆华[2]（2016）在《一种应用输入成型的敏捷卫星快速姿态机动控制方法》一文中研究指出敏捷卫星对姿态机动能力的快速性和稳定性提出了更高的要求,为此,提出一种应用输入成型的卫星姿态机动控制方法。通过引入比例-微分(PD)反馈加力矩前馈的复合控制,以及采用输入成型器对规划的原始姿态路径控制指令进行调制,使卫星控制后期稳定度得到提高,并能有效抑制挠性部件的振动。数学仿真验证的结果表明:对卫星姿态机动路径的规划和输入成型调制,可以在实现快速机动的同时,有效抑制挠性结构振动,缩短姿态稳定时间,为有效载荷提供更多的可工作时间和高精度、高稳定度的工作环境。(本文来源于《航天器工程》期刊2016年04期）
胡恒建,李英波,施桂国,朱庆华[3]（2016）在《空间站帆板驱动输入成型鲁棒控制》一文中研究指出针对空间站大挠性帆板驱动的振动抑制要求,提出了一种输入成型与鲁棒控制相结合的控制策略。为加快鲁棒控制的响应速度,将输入成型器引入闭环,对消主导模态挠性振动极点;针对高阶模态建模不确定性,线性化输入成型并选择合适加权函数将帆板驱动转为标准H∞控制,设计所需控制器。数学仿真验证了该策略可行,表明控制策略加快了鲁棒控制响应,且能有效抑制帆板驱动过程中的挠性振动,对设计参数变化也有较强的鲁棒性。(本文来源于《上海航天》期刊2016年01期）
刘伦,曹登庆,孙述鹏,魏进[4]（2015）在《带太阳翼柔性航天器模态分析及其姿态-振动输入成型控制》一文中研究指出提出基于解析模态的带太阳翼柔性航天器动力学建模方法,开展其姿态-振动的协调控制研究。将蜂窝夹心等效为一正交异性层,采用Gibson公式计算相应等效参数;利用哈密顿原理,推导出系统动力学方程,其形式为包含刚柔耦合项的非线性偏微分-积分方程;直接利用系统边界条件求解其线性化动力学方程,得到系统频率和模态振型,并以(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
刘德庆,彭仁军,张子龙[5]（2014）在《基于路径规划和输入成型的挠性航天器振动控制方法》一文中研究指出基于跟踪指令轨迹的航天器姿态机动方案,给出了一种余弦过渡角加速度路径规划算法,以抑制机动后挠性附件振动,应用多模态双峰EI输入成型器对规划路径进行优化。该算法简单,易实现。将规划路径与bang-coast-bang(BCB)路径比较,仿真结果表明采用跟踪输入成型器优化的余弦过渡加速度路径法实现姿态机动可有效抑制挠性附件振动,减小残余耦合力矩,提高快速性。(本文来源于《上海航天》期刊2014年04期）
姚雨晗,周军,刘莹莹[6]（2013）在《基于输入成型法的空间站变构型过程挠性振动抑制策略》一文中研究指出针对空间站组合体变构型引起的挠性附件振动问题,将航天器大角度机动中用于抑制挠性振动的输入成型思想引入到变构型过程中,提出一种新的变构型策略。首先根据拟坐标拉格朗日方程建立组合体变构型动力学模型,然后采用零振动和零微分法(ZVD)和级联法求出变构型系统的输入成型模型,最后根据初始变构型策略的特点和期望构型的约束确定新的变构型策略。将基于输入成型的变构型策略应用于组合体变构型时,仿真结果表明,由变构型引起的挠性振动得到显着抑制,各阶振动的最大振幅可以抑制到原来的10%～20%,对低阶振动抑制效果尤为明显。(本文来源于《宇航学报》期刊2013年05期）
张小利[7]（2009）在《基于输入成型的挠性航天器振动控制研究》一文中研究指出现代空间飞行器的有效载荷越来越先进,结构越来越复杂,挠性振动已经成为航天器姿态控制中亟待解决的难题之一。本文以中心刚体带有挠性附件的航天器为对象,采用输入成型方法结合被控对象执行机构的不同特点设计姿态控制策略,研究改善姿态机动控制系统性能的方法,使其能够在短时间内消除挠性振动,满足姿态控制精度的要求。论文首先针对中心刚体带有挠性附件的航天器的抽象模型,应用假设模态法并基于拉格朗日原理建立了动力学模型,进而推导出易于仿真分析的状态空间模型。此外,还简要介绍了输入成型方法抑制振动的基本原理及基本设计方法。在开环控制中,针对执行机构的不同特点,讨论了输入成型方法与最优控制(包括时间最优和时间-燃料最优)结合的独立设计法和直接设计法。首先,针对变幅值的执行机构提出了最优控制与输入成型结合的独立设计法,该方法针对刚体航天器设计最优姿态机动指令,针对挠性模态设计输入成型器,最后再合成最终姿态机动指令;其次,针对常幅值的执行机构提出了二者结合的直接设计法,该方法在频域内根据零极点对消原理设计约束方程,再应用优化算法计算时滞脉冲的最佳作用时间进而来设计输入成型器。这两种方法都能够在满足执行机构要求的同时,在短时间内消除挠性振动。在闭环控制中,同样针对执行机构的不同特点,讨论了输入成型与闭环控制结合的不同控制方案。首先,针对变幅值的执行机构,闭环控制系统中仅引入PD控制器,其参数的设计只需满足闭环系统的稳定性即可,之后根据该线性闭环系统的频率和阻尼设计输入成型器即可得到振动控制效果很好的输入成型指令;其次,针对常幅值的执行机构,将PWPF调制器引入闭环系统,通过对其静态特性的分析得到了适用于本控制对象的特征参数的取值。应用扩展描述函数法分析了PWPF调制器的动态特性,并结合PD控制器的设计分析了该非线性系统的稳定性;最后针对该系统由于非线性环节的引入导致的闭环频率和阻尼不确定的特点,设计了鲁棒EI输入成型器来抑制挠性结构的振动。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2009-06-01）
周虎[8]（2006）在《空间机械臂直接驱动、挠性的输入成型控制》一文中研究指出针对空间环境和空间任务的特殊性,以空间机械臂模拟实验系统为研究对象,利用空间机械臂动力学模型,设计了脉冲输入成型器。它借助输入成型技术的前馈控制方法,有效地消除机械臂完成跟踪运动的余振动,实验证明:该系统的运动状况能够满足控制系统的要求。(本文来源于《黑龙江科技学院学报》期刊2006年02期）
原劲鹏,杨旭,杨涤[9]（2005）在《输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用》一文中研究指出针对空间飞行器常带有大型挠性附件,而挠性附件的振动往往使控制系统性能变差的问题,提出了一种能有效抑制系统残留振动的姿态机动控制策略,即机动控制内环结合前置补偿结构.控制内环为由姿态控制执行机构(PWPF modulator)、控制器(PD controller)构成的挠性卫星姿态闭环系统,前置补偿器采用多模态输入成型器.内环用于保证主刚体的期望转动,输入成型器则用于抑制系统的残留振动.仿真结果表明:在卫星姿态满足期望指向的前提下,基于Pade′拟合设计的多模态成型器更短,对于系统的参数摄动也具有一定的鲁棒性.该控制策略改善了姿态机动控制系统的过渡过程.(本文来源于《东南大学学报(自然科学版)》期刊2005年S2期）
原劲鹏,杨旭,杨涤[10]（2005）在《输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用》一文中研究指出针对空间飞行器常带有大型挠性附件,而挠性附件的振动往往使控制系统性能变差的问题, 提出了一种能有效抑制系统残留振动的姿态机动控制策略,即机动控制内环结合前置补偿结构.控制内环为由姿态控制执行机构(PWPF modulator)、控制器(PD controller)构成的挠性卫星姿态闭环系统,前置补偿器采用多模态输入成型器.内环用于保证主刚体的期望转动,输入成型器则用于抑制系统的残留振动.仿真结果表明:在卫星姿态满足期望指向的前提下,基于Pade’拟合设计的多模态成型器更短,对于系统的参数摄动也具有一定的鲁棒性.该控制策略改善了姿态机动控制系统的过渡过程.(本文来源于《2005年全国自动化新技术学术交流会论文集》期刊2005-11-01）
输入成型论文开题报告范文
（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：
敏捷卫星对姿态机动能力的快速性和稳定性提出了更高的要求,为此,提出一种应用输入成型的卫星姿态机动控制方法。通过引入比例-微分(PD)反馈加力矩前馈的复合控制,以及采用输入成型器对规划的原始姿态路径控制指令进行调制,使卫星控制后期稳定度得到提高,并能有效抑制挠性部件的振动。数学仿真验证的结果表明:对卫星姿态机动路径的规划和输入成型调制,可以在实现快速机动的同时,有效抑制挠性结构振动,缩短姿态稳定时间,为有效载荷提供更多的可工作时间和高精度、高稳定度的工作环境。
（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。
输入成型论文参考文献
[1].钟超,吴敬玉,陆智俊.基于PD控制的大挠性卫星输入成型姿态机动方法研究[J].上海航天.2017
[2].周伟敏,廖瑛,杨雅君,朱庆华.一种应用输入成型的敏捷卫星快速姿态机动控制方法[J].航天器工程.2016
[3].胡恒建,李英波,施桂国,朱庆华.空间站帆板驱动输入成型鲁棒控制[J].上海航天.2016
[4].刘伦,曹登庆,孙述鹏,魏进.带太阳翼柔性航天器模态分析及其姿态-振动输入成型控制[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[5].刘德庆,彭仁军,张子龙.基于路径规划和输入成型的挠性航天器振动控制方法[J].上海航天.2014
[6].姚雨晗,周军,刘莹莹.基于输入成型法的空间站变构型过程挠性振动抑制策略[J].宇航学报.2013
[7].张小利.基于输入成型的挠性航天器振动控制研究[D].哈尔滨工业大学.2009
[8].周虎.空间机械臂直接驱动、挠性的输入成型控制[J].黑龙江科技学院学报.2006
[9].原劲鹏,杨旭,杨涤.输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用[J].东南大学学报(自然科学版).2005
[10].原劲鹏,杨旭,杨涤.输入成型在卫星喷气姿态机动控制中的应用[C].2005年全国自动化新技术学术交流会论文集.2005