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        帶移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器動(dòng)力學(xué)建模與姿態(tài)控制*

        2014-08-11 11:20:59張震亞韓艷鏵
        航天控制 2014年5期
        關(guān)鍵詞:太陽(yáng)帆姿態(tài)控制太陽(yáng)光

        張震亞 韓艷鏵 賈 杰

        1. 南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院,南京210016 2. 南昌航空大學(xué)信息工程學(xué)院,南昌330063

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        帶移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器動(dòng)力學(xué)建模與姿態(tài)控制*

        張震亞1韓艷鏵1賈 杰2

        1. 南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院,南京210016 2. 南昌航空大學(xué)信息工程學(xué)院,南昌330063

        針對(duì)以移動(dòng)滑塊為控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的太陽(yáng)帆航天器,基于拉格朗日分析力學(xué)建立了航天器—滑塊兩體系統(tǒng)非線性耦合動(dòng)力學(xué)模型。為簡(jiǎn)化控制律設(shè)計(jì),將控制回路分為內(nèi)外環(huán),并分別設(shè)計(jì)控制律。外環(huán)以航天器姿態(tài)為受控變量,滑塊位移為控制輸入;內(nèi)環(huán)以滑塊位移為受控變量,滑塊驅(qū)動(dòng)力為控制輸入。最終將控制律代入系統(tǒng)原非線性模型,以行星際太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制任務(wù)為例進(jìn)行數(shù)值仿真。仿真結(jié)果表明,以移動(dòng)滑塊為執(zhí)行機(jī)構(gòu),采用所設(shè)計(jì)控制律,可以實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)帆航天器快速姿態(tài)調(diào)整及長(zhǎng)期姿態(tài)保持。

        太陽(yáng)帆;姿態(tài)控制;動(dòng)力學(xué)建模;移動(dòng)滑塊

        太陽(yáng)帆航天器以太陽(yáng)光壓作為推進(jìn)力進(jìn)行飛行。作為一種采用全新推進(jìn)方式的航天器,由于其無(wú)需消耗大量燃料即可在太陽(yáng)光壓持續(xù)推進(jìn)下達(dá)到很高的速度,因而成為近年來(lái)航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

        太陽(yáng)帆具有質(zhì)量輕,體積巨大的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),其自身轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較大。限于制造裝配工藝水平,太陽(yáng)帆航天器質(zhì)心往往不與光壓壓心重合,因此,光壓會(huì)對(duì)太陽(yáng)帆產(chǎn)生比普通航天器大得多的姿態(tài)干擾力矩。若采用傳統(tǒng)的姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu),如動(dòng)量輪系統(tǒng)或化學(xué)燃料推進(jìn)器等對(duì)太陽(yáng)帆的姿態(tài)進(jìn)行控制,則需要消耗大量的能量或燃料[1]。因此,針對(duì)太陽(yáng)帆航天器,必須設(shè)計(jì)新型的高效率、無(wú)化學(xué)推進(jìn)劑消耗的姿控系統(tǒng)。

        目前研究中的太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制方案主要有質(zhì)心偏移法和帆面轉(zhuǎn)動(dòng)法。前者通過(guò)使太陽(yáng)帆的質(zhì)心相對(duì)壓心的位置產(chǎn)生偏離,得到光壓姿態(tài)控制力矩。執(zhí)行機(jī)構(gòu)可以是帶萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)控制桿,或是沿帆面結(jié)構(gòu)桿滑動(dòng)的質(zhì)量塊等;后者則通過(guò)改變整體帆面或部分帆面的方向來(lái)產(chǎn)生光壓控制力矩。

        本文研究了基于移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制方案,與主流的采用控制桿或控制翼面的控制方案相比,該方案保證了有效載荷與帆面的相對(duì)位置固定,有利于航天器實(shí)現(xiàn)定向觀測(cè)和對(duì)地穩(wěn)定通信[2],且執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,易于實(shí)現(xiàn),可靠性高,對(duì)帆面展開(kāi)過(guò)程不造成干擾,能夠滿足太陽(yáng)帆航天器快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)的任務(wù)要求[3-5]。

        本文以太陽(yáng)帆航天器偏航通道為例,建立其姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型;將姿態(tài)控制系統(tǒng)分解為外環(huán)和內(nèi)環(huán)系統(tǒng),并分別進(jìn)行控制律設(shè)計(jì);最后通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證所設(shè)計(jì)姿態(tài)控制律的有效性。

        1 系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模

        帶移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器結(jié)構(gòu)如圖1所示。

        圖1 太陽(yáng)帆航天器物理結(jié)構(gòu)

        其姿態(tài)控制基本原理為:在太陽(yáng)帆航天器的4根結(jié)構(gòu)桿上裝配有可沿桿作受控滑動(dòng)的質(zhì)量塊;理想初始狀態(tài)下,太陽(yáng)帆質(zhì)心與太陽(yáng)光壓壓心重合,此時(shí)太陽(yáng)光壓對(duì)航天器無(wú)力矩作用,通過(guò)調(diào)整滑塊位置可改變系統(tǒng)質(zhì)心位置,從而使系統(tǒng)質(zhì)心位置偏離光壓壓心,產(chǎn)生所需光壓姿態(tài)控制力矩。

        為簡(jiǎn)化建模過(guò)程,這里將沿著同對(duì)角線兩根結(jié)構(gòu)桿滑動(dòng)的雙滑塊等效為可沿全對(duì)角線移動(dòng)的單滑塊進(jìn)行處理。

        1.1 坐標(biāo)系和符號(hào)定義

        建立慣性坐標(biāo)系oxy,原點(diǎn)o為空間某一固定點(diǎn),x軸與太陽(yáng)光方向垂直,y軸正方向與太陽(yáng)光單位矢量S相反;建立與太陽(yáng)帆航天器固連的體坐標(biāo)系osxsys,原點(diǎn)os取在太陽(yáng)帆本體質(zhì)心處,2坐標(biāo)軸分別指向太陽(yáng)帆帆面切向與法向方向,如圖2所示。

        圖2 太陽(yáng)帆航天器偏航軸簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)圖

        定義帆面法向與y軸夾角為偏航姿態(tài)角α,為保證帆面正面指向太陽(yáng),姿態(tài)角機(jī)動(dòng)范圍限制為(-90°,90°);太陽(yáng)帆本體質(zhì)量為ms,本體關(guān)于偏航軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為Js;移動(dòng)滑塊質(zhì)量為mp,視其為質(zhì)點(diǎn),忽略其自身轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;滑塊由電機(jī)驅(qū)動(dòng),沿帆面對(duì)角線結(jié)構(gòu)桿作可控滑動(dòng),所受到的控制驅(qū)動(dòng)力為f,方向沿結(jié)構(gòu)桿;滑塊在導(dǎo)軌上的位移為l,忽略滑塊與導(dǎo)軌接觸面間的摩擦力。

        由于太陽(yáng)帆實(shí)際制造裝配誤差,太陽(yáng)帆本體質(zhì)心os與光壓壓心op并不重合,質(zhì)心與壓心間存在偏差小量d。

        1.2 太陽(yáng)光壓模型

        太陽(yáng)光壓模型可表示為如下形式[6]:

        F=PAUAcosα[(1+ρscos2α)S+ρssin2αS⊥]

        (1)

        其中,PAU為距離太陽(yáng)一個(gè)天文單位處太陽(yáng)光壓大小,A為帆面面積,ρs為太陽(yáng)帆鏡面反射系數(shù),S⊥為垂直太陽(yáng)光方向的單位矢量。定義Fs,F(xiàn)⊥為太陽(yáng)光壓力沿S和S⊥方向的分量,則有:

        Fs=PAUAcosα(1+ρscos2α)

        (2)

        F⊥=PAUAρssin2αcosα

        (3)

        考慮太陽(yáng)帆的光學(xué)和熱力學(xué)特性,可以得到太陽(yáng)光壓力沿太陽(yáng)帆帆面切向和帆面法向分量Ft和Fn(如圖2)的表達(dá)式[6]:

        Ft=PAUA(1-rρs)sinαcosα

        (4)

        (5)

        其中,Bf,Bb分別為太陽(yáng)帆正面和背面的非朗伯系數(shù),ef,eb分別為太陽(yáng)帆正面和背面的發(fā)射系數(shù),r為太陽(yáng)帆正面反射率。

        1.3 動(dòng)力學(xué)模型推導(dǎo)

        滑塊位置矢量為:

        (6)

        則滑塊速度矢量為:

        (7)

        設(shè)太陽(yáng)帆航天器系統(tǒng)總動(dòng)能為T,太陽(yáng)帆本體動(dòng)能為Ts,滑塊動(dòng)能為Tp,有:

        (8)

        (9)

        系統(tǒng)總動(dòng)能可表示為:

        T=Ts+Tp

        (10)

        忽略太陽(yáng)帆彈性形變,則航天器系統(tǒng)勢(shì)能U=0。

        定義廣義坐標(biāo)q=[α,l,X,Y]T,廣義力Q=[Q1,Q2,Q3,Q4]T,由虛功原理,求得廣義力表達(dá)式為:

        Q1=-Fnd

        (11)

        Q2=f

        (12)

        Q3=-Ftcosα+Fnsinα

        (13)

        Q4=-Ftsinα-Fncosα

        (14)

        將廣義力Q及拉格朗日函數(shù)L=T-U代入拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程:

        (15)

        得太陽(yáng)帆航天器-滑塊兩體系統(tǒng)耦合動(dòng)力學(xué)模型:

        (16)

        (17)

        (18)

        (19)

        由式(16)~(19)消去變量x,y,整理得

        (20)

        (21)

        將式(20)和(21)代入光壓模型式(4)和(5),并定義如下常參數(shù):

        最終得到太陽(yáng)帆航天器偏航通道姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為:

        (22)

        (23)

        2 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)

        式(22)和(23)顯示受控系統(tǒng)是一個(gè)四階非線性耦合不確定系統(tǒng)。如果直接以滑塊驅(qū)動(dòng)力f作為控制輸入來(lái)控制航天器姿態(tài)角,控制律的設(shè)計(jì)將比較困難,且難以在后續(xù)環(huán)節(jié)進(jìn)行執(zhí)行機(jī)構(gòu)的分配策略設(shè)計(jì);而若將控制回路分為內(nèi)外環(huán)分別設(shè)計(jì)控制器,外環(huán)以航天器姿態(tài)為受控變量,滑塊位移為控制輸入;內(nèi)環(huán)以滑塊位移為受控變量,滑塊驅(qū)動(dòng)力為控制輸入,則可望顯著降低控制律設(shè)計(jì)的復(fù)雜度??刂葡到y(tǒng)設(shè)計(jì)思想如圖3所示。

        圖3 太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

        2.1 外環(huán)姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)

        (24)

        式(24)即為外環(huán)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程。

        定義姿態(tài)跟蹤誤差Δαα-αc,其中αc為偏航姿態(tài)指令。將Δα代入式(24),可得關(guān)于Δα的方程:

        (25)

        將式(25)在平衡點(diǎn)Δα=0,l=0處進(jìn)行小擾動(dòng)線性化,可得到關(guān)于Δα的線性方程:

        (26)

        (27)

        其中:

        對(duì)于目標(biāo)姿態(tài)指令αc已經(jīng)確定的任意一次任務(wù)來(lái)說(shuō),所得系統(tǒng)式(27)為線性定常,針對(duì)該線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)LQR控制器,定義性能指標(biāo):

        (28)

        其中,Q為2×2正定對(duì)稱常數(shù)矩陣,R為正常數(shù)。由線性二次型最優(yōu)控制理論,得到:

        l*=-R-1BTP·X(t)

        (29)

        其中,P滿足代數(shù)黎卡提方程:

        PA+ATP-PBR-1BTP+Q=0

        (30)

        通過(guò)式(30)求解P,最終可得最優(yōu)控制輸入l*。

        (31)

        2.2 內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)

        以外環(huán)控制器給出的滑塊最優(yōu)控制位移l*作為內(nèi)環(huán)回路跟蹤指令lc,滑塊實(shí)際位移l作為受控變量,驅(qū)動(dòng)力f作為控制輸入,設(shè)計(jì)內(nèi)環(huán)控制律?;瑝K動(dòng)力學(xué)方程如式(23),定義跟蹤指令位移lc,跟蹤誤差Δll-lc,構(gòu)建滑塊位置誤差Δl的理想動(dòng)態(tài):

        (32)

        通過(guò)對(duì)式(32)配置合適的控制參數(shù)c1,c2,可使滑塊位置誤差Δl→0,即l→lc。

        將Δl=l-lc代入式(32),與式(23)聯(lián)立整理,可得:

        (33)

        2.3 系統(tǒng)完整姿態(tài)控制律

        系統(tǒng)外環(huán)和內(nèi)環(huán)控制律分別由式(29)和(33)給出,其中式(33)中內(nèi)環(huán)跟蹤目標(biāo)位移lc即為外環(huán)控制律式(29)得到的最優(yōu)輸入位移l*。

        考慮到外環(huán)給出滑塊最優(yōu)輸入位移l*已經(jīng)過(guò)限幅處理,為保證內(nèi)環(huán)實(shí)際輸出的滑塊位移幅值不超過(guò)最優(yōu)輸入位移指令,應(yīng)選擇合適的控制參數(shù)c1,c2,使內(nèi)環(huán)系統(tǒng)保持在過(guò)阻尼狀態(tài)。

        將式(29)代入式(33),可得到系統(tǒng)完整姿態(tài)控制律:

        (34)

        由于滑塊驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的性能限制,滑塊在沿導(dǎo)軌作受控運(yùn)動(dòng)時(shí),施加驅(qū)動(dòng)力大小需限制在一定范圍內(nèi)。定義滑塊驅(qū)動(dòng)力最大絕對(duì)值為fmax,限幅處理后滑塊驅(qū)動(dòng)力為flim,設(shè)計(jì)滑塊驅(qū)動(dòng)力限幅器如下:

        (35)

        3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配策略

        為了簡(jiǎn)化姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模過(guò)程,本文將沿著對(duì)角線兩根導(dǎo)軌各自運(yùn)動(dòng)的雙滑塊等效為可沿太陽(yáng)帆全對(duì)角線運(yùn)動(dòng)的單個(gè)滑塊,并對(duì)單滑塊進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)。而在工程實(shí)現(xiàn)過(guò)程中,需將設(shè)計(jì)的單滑塊控制律還原為雙滑塊控制律,即把單個(gè)滑塊的受控運(yùn)動(dòng)分配到運(yùn)動(dòng)位移分別恒正/恒負(fù)的雙滑塊上。

        由于滑塊實(shí)際運(yùn)動(dòng)過(guò)程中存在電機(jī)驅(qū)動(dòng)噪聲和摩擦力,必然對(duì)航天器系統(tǒng)動(dòng)態(tài)引入一定干擾。為減少滑塊運(yùn)動(dòng)過(guò)程對(duì)航天器動(dòng)態(tài)可能造成的不良影響,采用如下運(yùn)動(dòng)分配策略:

        l1=[sgn(l)+1]·l,l2=[sgn(l)-1]·l

        (36)

        其中,l為等效單滑塊的位移;l1為沿正向?qū)к夁\(yùn)動(dòng)滑塊的位移,l1≥0;l2為沿負(fù)向?qū)к夁\(yùn)動(dòng)滑塊的位移,l2≤0。采用上述執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配策略,可保證任一時(shí)刻同對(duì)角線上僅有一個(gè)滑塊運(yùn)動(dòng),盡可能減少滑塊運(yùn)動(dòng)對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)的干擾。

        4 數(shù)值仿真

        針對(duì)上文建立的太陽(yáng)帆航天器偏航通道姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)值仿真。太陽(yáng)帆航天器有關(guān)參數(shù)源自美國(guó)新千年計(jì)劃ST7(New Millennium Program Space Technology 7, NMP ST7)的太陽(yáng)帆實(shí)驗(yàn)任務(wù)[7]。具體仿真參數(shù)如表1所示。

        表1 太陽(yáng)帆航天器數(shù)值仿真參數(shù)

        4.1 自由狀態(tài)短期響應(yīng)測(cè)試

        未施加姿態(tài)控制時(shí),移動(dòng)滑塊鎖定于0位移處。由于帆面質(zhì)心與壓心存在裝配誤差偏距d,使得航天器受到持續(xù)的光壓干擾力矩。太陽(yáng)帆姿態(tài)呈現(xiàn)出周期性振蕩,且姿態(tài)角α無(wú)法保持在(-90°,90°)范圍內(nèi),即無(wú)法保證帆面正面指向太陽(yáng)(仿真過(guò)程中假定太陽(yáng)帆正反面光反射條件相同)。其姿態(tài)角變化及所受干擾力矩變化如圖4所示。

        4.2 行星際太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制仿真

        以行星際太陽(yáng)帆航天器為例進(jìn)行姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)值仿真。

        太陽(yáng)光壓模型式(2)和(3)給出了光壓作用力沿太陽(yáng)光方向及垂直太陽(yáng)光方向的分量Fs,F(xiàn)⊥。對(duì)于圖5所示的日心軌道太陽(yáng)帆航天器而言,太陽(yáng)光壓力分量F⊥可作為軌道機(jī)動(dòng)的有效推進(jìn)控制力。

        為使該軌道機(jī)動(dòng)推力最大,可由式(37)求得所需姿態(tài)角α:

        (37)

        圖4 自由狀態(tài)下太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)變化及干擾力矩變化曲線

        圖5 行星際太陽(yáng)帆航天器變軌示意圖

        最大。因此,對(duì)于往太陽(yáng)系外部飛行的日心軌道行星際太陽(yáng)帆航天器而言,任務(wù)設(shè)計(jì)時(shí)通常取α=35°作為變軌階段的理想偏航角[6]。

        仿真過(guò)程取內(nèi)環(huán)控制器參數(shù)c1=60,c2=10,外環(huán)控制器參數(shù)Q=diag(103,103),R=10,驅(qū)動(dòng)力限幅fmax=10N,滑塊位移限幅lmax=28m。仿真得到太陽(yáng)帆航天器狀態(tài)變化情況如圖6,圖7~8給出了姿控過(guò)程中滑塊狀態(tài)及驅(qū)動(dòng)力變化曲線。

        圖6 太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)變化曲線

        圖7 滑塊狀態(tài)變化曲線

        圖8 滑塊驅(qū)動(dòng)力變化曲線

        仿真結(jié)果表明,基于移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制方案具有良好的姿態(tài)控制效果,所設(shè)計(jì)控制律能針對(duì)存在初始角位置誤差和角速度誤差的太陽(yáng)帆航天器進(jìn)行有效的姿態(tài)控制,實(shí)現(xiàn)短時(shí)間內(nèi)的較大角度姿態(tài)調(diào)整,同時(shí)可滿足長(zhǎng)期飛行任務(wù)中對(duì)干擾力矩抑制和姿態(tài)穩(wěn)定的需求。

        5 結(jié)論

        研究結(jié)果表明,基于移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制方案,能夠?qū)崿F(xiàn)太陽(yáng)帆航天器快速姿態(tài)調(diào)整及長(zhǎng)期姿態(tài)穩(wěn)定。針對(duì)外環(huán)姿控系統(tǒng)和內(nèi)環(huán)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)分別進(jìn)行控制器設(shè)計(jì),可以根據(jù)不同情況各自調(diào)節(jié)內(nèi)外環(huán)控制參數(shù),以滿足實(shí)際太陽(yáng)帆任務(wù)需求。

        與傳統(tǒng)帶有控制桿或控制翼面的太陽(yáng)帆姿態(tài)控制方案相比,基于移動(dòng)滑塊的太陽(yáng)帆航天器姿態(tài)控制方案具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠,任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn),在太陽(yáng)帆航天器技術(shù)領(lǐng)域有重要研究?jī)r(jià)值。

        [1] McInnes C R. Solar Sailing: Technology, Dynamics and Mission Applications[M]. Springer, 2004.

        [2] 羅超, 鄭建華.采用滑塊和 RSB 的太陽(yáng)帆姿態(tài)控制[J].哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 43(3): 95-101. (Luo Chao,Zheng Jianhua.Solar-sail Attitude Control Based on Moving Masses and Roll Stabilizer Bars[J]. Journal of Harbin Institute of Technology, 2011, 43(3): 95-101.)

        [3] Murphy D M, Murphey T W, Gierow P A. Scalable Solar-sail Subsystem Design Concept[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2003, 40(4): 539-547.

        [4] Wie B. Thrust Vector Control Analysis and Design for Solar-sail Spacecraft[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2007, 44(3): 545-557.

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        DynamicsModelingandAttitudeControlofMoving-MassBasedSolarSailSpacecraft

        ZHANG Zhenya1HAN Yanhua1JIA Jie2
        1. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China 2. Nanchang Hangkong University,Nanchang 330063, China

        TheSolarsailspacecraftwhichemploysmoving-masssystemisstudiedaboutinthispaper.ThenonlinearcouplingdynamicsmodelofSolarsailmoving-masstwo-bodysystemisestablishedbyusingLagrange’sequations.Inordertosimplifythedesignofcontrollaw,thecontrolloopisdividedintoouter-loopandinner-loopandattitudecontrollersforbothouter-loopandinner-looparedesigned.Theouter-loopchoosesattitudeangleandvelocityasstatevariablesanddisplacementofmoving-massascontrolinput,whiletheinner-loopchoosesdisplacementofmovingmassasstatevariableanddrivingforceascontrolinput.Thesimulationresultsshowthatthemoving-massbasedattitudecontrolsystembyusingthedesignedcontrollawhasgoodperformanceonsolarsail’slargeangleattitudemaneuveringandattitudekeeping.

        Solarsail;Attitudecontrol;Dynamicmodeling;Moving-mass

        *國(guó)家自然科學(xué)基金(61263012)

        2013-06-25

        張震亞(1989-),男,碩士研究生,浙江嵊州人,主要研究方向?yàn)樘?yáng)帆航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與控制;韓艷鏵(1976-),男,山西呂梁人,博士,副教授,碩士生導(dǎo)師,主要研究方向?yàn)閾闲远囿w復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)與控制;賈杰(1972-),男,河南新鄉(xiāng)人,博士,副教授,碩士生導(dǎo)師,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制、非線性系統(tǒng)建模與故障檢測(cè)。

        V412. 4

        : A

        1006-3242(2014)05-0029-07

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