免费论文：组合航天器分离动力学分析及控制系统设计

组合航天器是指飞行过程中通过各种分离、释放装置来完成相关任务的航天器。现代航天技术的发展对组合航天器的需求日益迫切，同时飞行任务对组合航天器的抗冲击性、姿态稳定性、快速姿态机动及稳定能力也提出了更高的要求。因此，对组合航天器分离动力学以及姿态控制方法的研究具有十分重要的意义。本论文以弹簧推杆分离机构为背景，研究组合航天器的分离动力学及姿态控制器设计问题。本论文采用工程上常用的弹簧—质量块等效力学模型描述航天器液体燃料晃动，用拟坐标下的拉格朗日方程建立了采用弹簧推杆分离机构的刚体组合航天器分离过程动力学模型，该模型在局部加以修改亦可适用于其它分离机构。该模型可准确描述分离过程中母体与载荷的动力学行为，为系统参数、干扰力矩的计算分析及控制器设计提供基础。在动力学模型的基础上，针对分离前后组合航天器变质量、变惯量，以及分离过程中大干扰的特性，采用自适应控制方法设计了姿态控制器。该控制器的稳定性不受在线参数估计误差的影响，对组合航天器的姿态控制具有良好的适应性。此外还对系统设计了PD控制器。针对所研究的系统，本文利用MSC/ADAMS虚拟样机软件和MATLAB/Simulink开发了相应的虚拟样机仿真软件。MSC/ADAMS虚拟样机软件在复杂动力学数值仿真方面有着很大的优势，在复杂航天器虚拟样机建模仿真上有很多的应用，在课题中主要用于多体系统的建模和动力学响应仿真；而MATLAB/Simulink软件更适合控制系统模块的开发与仿真，在课题中主要用于控制系统的仿真。课题开发的组合航天器仿真软件既适用于复杂航天器动力学仿真，又适用于各种控制系统的设计和开发，具有一定的优点。最后通过数值仿真，验证了动力学模型的正确性和所设计的控制器的有效性。

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