挠性航天器大角度机动的模糊跟踪控制
分类： 基础理论及试验|航天（宇宙航行）|航空、航天
分类： 制导与控制|航天仪表、航天器设备、航天器制导与控制|航天（宇宙航行）|航空、航天
文献类型：pdf 和 txt	出版时间：1996
作者：李勇	关键词：挠性航天器 大角度机动 模型跟踪控制 挠性结构
期刊名称：控制工程(北京).1996(2).-6-12,19	全文长度：8728个字
文献来源：http://www.6lib.com 第六图书馆	机构：北京控制工程研究所
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全文： 挠性航天器大角度机动的模糊跟踪控制 第六图书馆本文研究一类挠性航天器平面大角度旋转机动的控制问题,考虑构形为中心刚体带挠性梁的航天器,基于系统的非线性无穷维模型,只利用对中心刚体旋转角和角速度的测量数据,设计了一种模糊跟踪控制方案,并证明了闭环系统的渐近稳定性,数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。本文研究一类挠性航天器平面大角度旋转机动的控制问题,考虑构形为中心刚体带挠性梁的航天器,基于系统的非线性无穷维模型,只利用对中心刚体旋转角和角速度的测量数据,设计了一种模糊跟踪控制方案,并证明了闭环系统的渐近稳定性,数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。挠性航天器控制工程(北京)李勇北京控制工程研究所1996第六图书馆大角度机动模型跟踪控制挠性结构 ６　 控　 ｛　６ｊ 工　 程　 ９６年第２９期　 一 挠性航天器大角度机动的模型跟踪控制舟　 李　勇 赫　邱虢所　 （）ｚ　 Ｖ一＾１　 Ｖ　 ，　 摘要本文研究一类挠性航天器平面大角度旋转枧动的控制问孝虑构题　　 形为中刚体带挠性粱的航天器，于系统的非线性无穷堆模型，利用对中　基只　 刚体旋转角和角速度的测量数据，计了一种模型跟踪控制５案，证明了设－并　 有效性　 关键词 挠性航天器 太角度机动　模型跟踪控制 一 吾　 悔｝丰确　 一 、 引　 言　 新一代航天器一般具有挠性结构，如航天器主体上带有大型天线、阳帆板、间柔性机　太空构臂等，同时，为完成空间作业的任务，常要求姿态定位和机动具有高精度、高稳定度，使得　这挠性航天器的控制问题成为航天控制研究领域中富有挑战性的重要课题　 为了完成指定的任务，如通讯、科学探测、跟踪监测等，常要求航天器进行姿态机动。当航　天器具有挠性结构时，姿态机动会引起挠性部件的振动，动力学模型是由一组常微分方程　其 和偏微分方程耦合的方程组构成的无穷维系统　大角度机动将引起挠性部件的非线性振　而动，即航天器动力学模型是非线性无穷维系统。　对于机动角度较小或机动速率较慢情形的控制问题，以往的大量研究中常见的处理方　在法是根据系统的主要特征，用有穷维模型近似无穷维线性模型，后运片集中参数控制系统　然ｊ 理论，计各种控制方案，：设如最优控制“，　自适应控制　，棒控制　，鲁变结构控制　等。这些控　 制方案由于截断高阶模态，然有　出必溢　现象需要克服；～方面，另对快速大角度机动引起的　非线性振动，态截断的准则和方法问题还有待进一步研究　模近年来，人们提出一些基于无穷维模型的控制方案，Ｆｉ如ｕ　等人的任务函数控制　．Ｊ等　『ｉ 人的动量交换控制　等，但上述控制方案都是基于线性无穷维模型，在理论上是否适用于非线　 性无穷维系统的控制问题，还需进一步研究。ｒｉ　基于挠性系统的非线性无穷维模型，Ｍｏｇｉｌ提　出并置边界反馈控制方案，这一控制方案虽然解决了姿态控制系统的稳态特性问题，不能　却 保证系统对不同的机动角度都具有期望的动态特性，而后者是控制工程中，制系统设计者　控 十分关注的问题。　 本文基于系统的非线性无穷维模型，针对系统的稳态和动态特性，并研究一类挠性航天器　 的姿态大角度机动控制问题。虑构形为“ｔ刚体＋挠性梁　的航天器，假定系统在一平　考中　，２并面内作旋转运动，只利用对中心刚体旋转角和角速度的测量数据，计了模型跟踪控制方　设 ·国象自然科学基金（重大课题）资助项目　 http://www.6lib.com第六图书馆 控　 制　 工　 程　 ７　 案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。最后，我们给出数值仿真和物理实验结果．以验　 证理论分析结果的正确性和所设计的控制算法的有效性　 二、力学模型的控制目的动　 考虑如图１所示的挠性多体航天器，由中心刚体Ｒ和固连在刚体Ｒ上的长度为ｆ它的均　匀挠性粱　构成。假设剐体Ｒ的转动惯量为　，心为０，质其质量远大于挠性粱的质量，剐体Ｒ　被限定只能绕通过０点的垂直轴作旋转运动；挠性梁Ｅ在水平ｌ　内运动　（ｅＢｅ）原点　设０，，．足ｑ３为０以ｅ轴为垂直轴的惯性正交坐标系Ｎ，，岛为单位向量；０１．　　是原点为０１。与　，．ｅ岛．（ｂ，＇）ｂｂｂ轴ｅ轴重合的固连在剐体上的正交坐标系Ｂｂｂ，为单位向量’　轴方向与粱未变形时的方向ｑ…，　　ｂｂ　 一 致。　 设挠性粱的质量密度为Ｐ抗弯刚　，度为Ｅ　．表示挠性梁在坐标系曰　“［］　中处ｆ　时刻沿ｂ轴的弹性位移．ｔ，　　ｒｘｆ）表不挠性桨上　处ｔ刻的位置向量．时　０表示刚体在（Ｂｅ）面内绕ｅ轴　　）０．．平３．的转角．略挠性梁沿ｂ轴和ｂ轴的弹　忽．，性运动、种阻尼效应和质心到剐体与　各 Ｉ挠性航天器的构形　 挠性体固连处Ｑ的距离．得（见　可详 ［。７　】） ｐ　Ｏ 一Ｅｕｂｌ　　 （）１　 其中，＝曲，ｕ　　ｒ＋ｂ（Ⅳ表示ｒ相对惯性正交坐标系Ⅳ的加速度　相对惯性坐标系Ⅳ的速度　ｒ （）和ｒ对固连坐标系曰的速度（）的关系为（８）　　相　　见（３　 ｈ＝（日＋ｎｒｎＯｌｒ＂１　，　ｂ　 系统大角度机动时的运动可由下面的～组常微分和偏微分方程耦台的方程组来描述（见　 （］：９）　 ｆ户，）ｌ　ｔ＋Ｅｕ　 ，一Ｐ：ｒ一ｐＯＯ＜　）　“　、）　ｘ（　ｏ　＜ｆ＞０，ｒ　 Ｊ　＝）ｍ０）　臼）＋　　　Ｅ１　· 『“０）　，ｆ　（＝“（），ｆＯ＝０ ＬＵｆ＝Ｅｕ（０　　　（，　）Ｉ　ｆ＝０， ｒ２１　 其中，ｔ是作用在刚体上的控制力矩。　ｆ）点和撇分别表示相对时间和卒间变量的导数。　挠性航天器大角度机动的控制Ｈ的是：考虑由（）述的系统，于给定的大角度０２描对　（　、１由初始状态　一　，ｕｘｏ＝“ｘ）（）（）０ｔ．）ｃ，＝００＝００　０　出发，设计Ｔ￡使中心刚体姿态机动到０同时抑制弹性振动并最终消除它，（，）…即　 ｌｉ（＝．１ｍ　　　）ｉｍ　￡＝０），　（）３　 哩“ｃ　）　 ，）一ｔ　－０ ＿　０一 （　４） http://www.6lib.com第六图书馆 控　 制　 工　 程　 三、型跟踪控制　模 模型跟踪控制方法使得人们可以通过赋予参考模型理想动态特性和稳态品质来获得期望　的闭环系统性能　构形为刚体Ｒ的刚性航天器机动模型　日（＝＂作为参考模型，中　将　ＥＥ）　ｒ　）其（可根据机动任务的要求和执行机构的物理特性来选取（　）如时间撮优Ｂｎ—Ｂｎａｇａｇ控制，时　间燃料组合最优控制等）使得日Ｏ，∞，ｒ），　）　Ｔ（一致有界，０　ｆ且　日（，　一ｏ＂（一ｏＯ∞一ｏ　≥ｔ　，ＥＥ）　ｒ，　ｒ，ｊ　其中ｔ为选定的正常数　ｌ利用对刚体旋转角的测量数据，计模型跟踪控制：设　ＴＥＥ（－（（一日（一　ｒ一日（）（＝＂０　－０ｔ，　：ｔ，Ｅ　）　ｒ）啪）） 式中ｋ＞Ｏｋ＞Ｏ　　，２。 （）５　 （）６　 下面在抽象空间中讨论在模型跟踪控制（）用下的闭环系统的稳定性问题。６作为此引入如　下函数空间　 ＝ ｛，，￣ｆ　∈　　＝×２（／ｌ／“）．Ｌ｝　Ｒ，ｕ，　 其中，函数空间Ｌ和　分别定义为　　 ｒ　 Ｌ＝　　 口Ｒ　　ｘ。）一『ｌ２＜。　ｆｄ 成　｛ｇ　，’，Ｌ，【－　）Ｏ，＞－／ＬＩｆ　一　　０＿（。）Ｏ／）ｆ０二　　 定义日＝日Ｅ　，由（）（）成的闭环系统可写为抽象空间　中的非线性发展方　　（一则）２和６组 程　 ｉｚ（）ｚ）　＝Ａ＋Ｆｚ（∈，０式中，：“，一（，　　 （）７　 线性算子Ａ　［＝一　［非线性算子　·）。　分别定义为　和：＋　 ＝ ＝ （一“专．一”’　÷（）Ｏ）　詈～　＋　（　，　”’－　，＋　　０，，０　ｏ，　 二。 （审专－（　ｏ亡－：，、一　　　，　　（　　ｏ，一　 Ｄ＝｛，１∈　∈“０“１０　Ｒ）　）（　）Ｈ“¨　，　＝　（＝｝　）　 算子Ａ的定义域为　 在　中赋予内积　 ｛“，　ｄｔ（‘日　Ｈ（，０　，“　：　），，　 ＝ ｛ｏｆ＋ａ（）＋　＋期一　“Ｐ￣）｛　，ＪＥ《，　一Ｉ　１　　｛）　 （８）　 其中，＝ｘ２ｕ　ｒ＝ｘ２．则　成为一个Ｈｉｅｔｒｂ＋ｂ‘ｂ＋¨ｂ　ｌｒ空间Ⅱ　）ｂ１＿０　定义能量函数Ｅｔ为系统（）（）７状态的范数：　 http://www.6lib.com第六图书馆 控　 ；　６ｌ 】　ｌ 程　 ９　 Ｅ刮＝　｛＋（）ｄ｛＋，　　吉肌　ｐ　ｘ　　　＜＞＋　）阳 引理Ｉ能量函数Ｅｔ沿着方程（）．（）７的古典解是有界的，当ｔ≥ｔ时是关于￡且ｆ的非增函　数　 证明：（）将９两边对ｔ微分，由（）（）井７，１可得　 胁　协＋　（　＞　＋　＋　 ＝ 　 上　ｘ　＋ｘ＋　＋　胁删　　＋胁　上嘶她 一　 ． （一一　一０＋Ｏ　　　）　：　　：）ｊ ｆ０　１） 当ｔ　有　≤ｆ则 ）　眙ｆＯｔ＋．（＋　ｆ０＝一）ｊ［ｋ￡　（（一　＋）Ｗ）　）） ≤１Ｏ＋＿）　（一）≤　　）　（十ｆ￡　ｒ　） 因此，　得（１　１） Ｅ）　ｏ＋Ｃ￡Ｃ＜∞，０≤ｆＯ≤）２３尸≤￡ｒ　ｃ，　，ｃ为正常数　 当　≥ｔ则有　　 （２１）　 Ｅ）　自ｆＯ口＝一：）　（≤ 由（２，（３可得目￡有界，当ｔｆ，（１）１））且＞　ＥＯ是关于ｔ时的非增函数，毕　证 引理２定义　的子空间Ｓ　．： （）１　３ ｓ：：　 ＯＪ（￣０≥￡ｌｔ－，￡　Ｅ），由（３可得　（一ｏｆ１）￡）’≥０，它代　将 则位于ｓ中的方程（）７的古典解必满足＝）０ｔｔ（＝，＞ｔｆ￣　证明：方程（）设７的一个古典解：“，０　＝（，　　，人（）井利用分离变量法，７中，可得当ｆ　，ｆ０证毕。≥ｆ时　）　，　由引理１和　中定理２可得　， 引理３算子Ａ：Ａ一　生成　［的一个ｃ半群．．Ｄ（）中。　 当ｔｔ时，砷＝（　，０，＞ｆ　０，，　因此，用与（３运７中类似的方法，由引理１，—３应用无穷维　 空间的ＬＳｌａａｌ变原量（１，以证得　ｅ不１）可 定理 对＝ｏ＝（，一０ｏ∈Ａ）程（）在唯一古典解：它满足　（）０，　，　Ｄ（，０）方７存ｍ， ｌａｌｔｌｉ　ｚ）ｒＩｌ（　一Ｏ　 由定理可见，模型跟踪控制（）在６作用下，姿态大角度机动的目的（）４得以实现。３一（）　 四、数值仿真　 http://www.6lib.com第六图书馆 １　０ 控　 制　 ｌＬ　 程　 ——■＝＝＝—踪控制算法进行姿态大用模型跟————————————————————————————————一　＿角度机动的数值仿真。系统的结构参数取为Ｅ：１Ｎ．ｌ５　 ＇ｌ‘一１ｋｍ，ｐ０ｋ／『．，机动角度０２ｇ’ｚ　．ｇＳｍ，＝１ｍＳ　分别取ｌｄ和２ｄ参考模型　ｒａｔａ 。 日　ｉ（中Ｔ０为时间最优Ｂｎ—Ｂｎ　）　），取ｒｆ（ａｇａｇ控制　 ｆ”）＜０　（，｛　　￡ ： ｛Ｌ　｛Ｋ　一洲ｌ　。 Ｊｎｔ　　　≥ 其　１·ｊ／，（）性数用型析法用穷模　中＝Ｎ孔ｔ　　．为函　振分方，维型．＝５２示利有 近似无穷维模型（）在模型跟踪控制方案（）取参数　＝３，：　２，６中，５：５仿真结果由图２　和图３　 誊蒜　＿．｛；’　＿＿；；一一●，Ⅲ　｛１～．…Ｉ｛；｛．必一＿札；ｊ…　｛　　 言　—　一　 ：　 …… … －】 　　 　 ～ ～ … 　 　ｌ　ｊ Ｊ　 “∞ｔ＊∞ … Ｉ　；　ｌ　 　 【　Ｊ　ｆ　 ｝　 ｎ　ｆ　 ｌ　 ｏ—————————————　．—．—．—　ｉ———　————————————　　—． ｍ　Ｉ　１　 吨ｍ　ｌ　 …　 ：　 　Ｉ　Ｉ ：ｉ　：１　 Ｌ — 　 — 　 — 　 — 　 — 　 广　卜—言—言—　＿ １　 【·】Ｎ日　 一 一 　 ‘　 … 　 ～ ；　 Ｊ　 图２机动角度２ｄ的数值仿真结果，（ａ刚体角度跟踪误差ｏｒ２）（：　挠性梁 （ｂ：２）刚体角速度跟踪误差　 阶模态；（：　）挠性粱二阶模态；２）（ｅ控制输入　 http://www.6lib.com第六图书馆 控　 制　 上　 程　 ｌ１　 给出。仿真结果表明，控制算法主要激励了挠性梁一阶模态的振动并最终有效地消除丁它．．对　不同的机动角度，都使闭环系统具有良好的动态特性和期望的稳态晶质。　 ．　¨刊州｛广　引“　　¨　　一～　～圳　　¨呲　¨¨●Ｌ． 日．ｔ［ａ　（）ｔｄ ＇ ‘ — — — — ＿ — — 　 一一＿．　 ——　 ｌ　 ｆ　 Ｉ　 ·Ｂ＇　ｌ ｉ　 一　 图３机动角度ｋｄ　ａ的数值仿真结果，（）剐体角度跟踪误差（）剐体角速度跟踪误差３：ａ　３：ｂ　 （ｃ３】　挠性梁一阶模态．（ｄ：３）挠性粱二阶模态：（ｅ：３）控翻精入　 五、理仿真实验　物 在单轴气浮台挠性卫星物理仿真实验装置上，进行物理仿真实验，以验证理论分析结果的　正确性和所设计的控制方案的有效性。该系统的执行机构采用　飞轮一喷气　合方式，动　组机角度为０　（，０ｅｌ飞轮输出的最大力矩为Ｏ７·正向和反向喷气输出常值力矩　Ｏ１ｄｇ，８．Ｎ　０ 分别为　＝０４Ｎ·ｎ和Ｔ＝０４·ｌ为了适应这一条件，．７Ｉｎ．Ｎｎ，３我们将控制算法（）为下面　６换 定义的控制算法　 http://www.6lib.com第六图书馆 ２　 控　 制　 工　 程　 ｒ．７·ｍ．５　４Ｎ０＞００　．７ Ｔ，５《，ｌ０７：（＝ｓｌ≤０　）ｓ （４　１） 【０４．ｍ．ｓ一００　一３Ｎ＜．７ ． 其中，＝Ｔ一（ｓ　　．日一ｏ—（　。ｊ　日一ｏ）ｒ　 参考模型厶　（一Ｔ０中　（取为　￡　）（￡） ｒ　ｔｔ＜ｌ　 ￡）＝ｉ—ｔ＜ｒｔ　１≤ｆｌ：＋　 Ｌ，￡ｔ＋‘０≥．　 其中　 ＪＯｊ￣２瓷　２Ｊｍｍ　　 其它物理参数为：一１．５ｇ·，＝１　Ｎ·，０８ｋ皿　１ｍ。　３３ｋ　日５５　Ｐ＝．１ｇ２．　８ 用控制算法Ｈ４进行机动角度０）　分别为３ｄｇ和６ｄｇ的仿真实验，中参数　＝１　０ｅ０ｅ其　４Ｋ＝０、实验结果表明，！　３所设计的模型跟踪控制算法使姿态机动的控制目的得以实现，对　且不同的机动角度，都使闭环系统具有良好的动态特性。　 六、结束语　 本文研究了一类挠性多体航天器的大角度机动控制问题　于系统的非线性无穷维模　基型，设计了一种模型跟踪控制方案，对闭环无穷维系统的稳定性进行了分析。究结果表　并研明，所设计的模型跟踪控制使得挠性航天器大角度机动控制的目的得以实现，使控制系统　且具有良好的动态特性　 参考文献　 １ＣａｎｎＲ　Ｈ　ｅ　ａ　Ｉｉａ　ｘｅｉｎｓｏｎｔｅｅｄ—ｐｏｎ　ｏｎｒｌｏｆａＦｌｘｂｌｏｅ—ｌｋｒｂｔ　ｎｏ　ｔｌｎｔｌｅｐｒｍｅｔ　　ｈ　ｎｉｉｔｃｔｏ　　　ｅｉｅｎ　ｌ　ｏｏ．ｎ　 １ｔ．ｂｔｓＲｓ、１８　（）２５ｎ　ＪＲｏｏｉ　ｅｃ９４３３：６—７．　 ２Ｂａ～Ｋａａ１．Ｋａｆａ　　ｒｎ　ｕｍｎＨ　Ｓｍｐｅａａｉｅｃｔｏ　ｆｌｇ　ｅｉｌ　ｐａｅｓｒｃｕｅ，Ｉｉｌ　ｄｐｔ　ｏｎｒｌｏ　ｖａｒｅｆｘｂｅｓｃ　ｔｕｔｒｓＥＥＥＴｒｎ　ｌ　ａｓ ｏ　ｅｏｐｃ　ｎ　ｌｔｎｃｓｓｅ，９３９４１７１４，ｎａｒｓａｅａｄｅｅｒｉｙｔｍｓ１９，２（）３—１９ｏ　　ｌ　 ３Ｂｏｔｅ　Ｊｅ．ａ．Ｒｏｕｔｏｎｒｌｆｌｘｂｅｙｔｍ：ａ，ｅｔｄ，Ａｕｏａｉａ１８，２：　ｒｓｍａ．ｔ１ｂｓ　ｃｔｏ　ｏ　ｆｉｌ　ｓｓｅｅｓ　ｃ￣　ｓｕｙｑｔｍｔｃ，９８４　１７～１６７８　 ４高为炳．程勉，文陵．性空间飞行器的变结构控制，曾柔航空学报１８，５７—２０　９８：２４８．５Ｆｊ　，ｔ１　ｕｉＨｅ．ａ．ｉ，Ｍｉｉｎｆｎｔｎｃｎｒｌｆｆｓｗｍａｅｖｒｏ　　ｅｉｌｓａｅｓｒｃｕｅ　ｏ　ｓｏ　ｕｃｉ　ｏｔ　ｏ　ｌ　ｎｕｅ　ｆａｆｘｂｅｐｃ　ｔｔ，Ｊｆｓｏｏｅｌ　ｕｒ Ｇｕｄｎｃ，Ｃｏｔｏ．ａｄｄｎｍｉｓ１８，１：８８—８５　ｉａｅｎｒ１ｎ　ｙａｃ．９９２５６． ６ＬｊＺ．ｅ　ａ　　ｔ１ Ｍｏｎｕｅｃａｇ：ｆｅａｋｏｎｒｌｆｆｘｂｅｓａｅｒｆ　ｍａｅｖｒ　ａｄｖｂａ　ｍｅｔｍ　ｘｈｎｅｅｄｂｃ　ｃｔｏ　ｏ　ｅｉｌ　ｐｃｃａｔｌｎｕｅｓｎ　ｉｒ— ． ｔｏ，ＪｆＧｕｄａｃ．Ｃｏｔｏ　ａｄｄｎｍｉｓ９２５ｌ５ｌｎ　ｏ　ｌｎｅｎｒｌｎ　ｙａｃ，１９．１：３４－１６　３０ ７Ｍｏｇｌｄ　ｒｉ　　Ｏｒｎａｉｎａｄｓｂｌａｉｎｏ　　ｅｉｌｂａａｔｃｅ　ｏａｒｄｂｄ　ｌａ　—ｉｉｔｔ　ｎ　ｔｉｚｔ　ｆａｆｘｂｅｅｍ　ｔｈｄｔ　　迪ｉｏｙｐａｒｍｏ　ｅｏａｉｏｌ　ａ　ｎ ｉ，ＩＥＥｔｓｏ　ｆｎＥ　ｒｎ．ｎＡＣ，ｌ９，６８：９３６．．ｏａ　ｌ３（）５—９２　９ （转第１页）下９　 http://www.6lib.com第六图书馆 控　 制　 工　 程　 １　９ 验证了变结构振动抑制方案。　 设想在“·５期间为降低挠性功能模板的振动频率，采用单轴气浮台、垫支承大挠　９　拟气 性结构的物理仿真设备　；进行低频大挠性结构７　的动力学仿真。　１４　５　６　 参加本项研究工作的还有吴振嵩、汪春涛、王楠、来兴、通生、灭安和魏小藩等同　林李杨志＝另外，还要感谢参加过此项工作的北京环境工程研究所的李继明和北京空间飞行器总体　 设计部的李景贵等同志　 参考文献　 林束兴挠眭卫星和乜的气浮台仿真．制工程１８，）轮控９４（。５　 Ｈｉｏｈ　ｏａｔａ．１ｒｅ—ＡｎｌＳｅｎ　ｆＦｌｘｂｅＳａｅｒｆ　ＡＡＳ５—６４ｒｓｉＳｇ　ｅ　１ａｇｇｅｌｗｉｇｏ　ｅｉｌ　ｐｃｃａ　ｔ　８７　 金永德．虑重力作用挠性空间飞行器的动力学和控制．家自然科学基金项目研究报告．９２３考国１９　。　李车苏Ｈ星姿志控制系境单通道全物理仿真．１航空航天系境学术交流会论文集．９ｌＯ９年１９＿　１ 林来兴．论气浮有仿真的功能．制工程１８４试控９３（）　 ＡｇａｌＢｅｗａ　　Ｎ　Ｗａｋｉｓｔｋｎ　Ｒ　　Ｊ　ＥｐｒｅｔｌＪｅｘｅｉｎａ　Ｖｅｆａｉｎｆｍｒｃｔｏ　ｏ　Ａｔｉｄ　Ｃｏｔｏ　Ｔｅｈｉｅ　ｆｒｉｔｔｅｕｎｒｌｃｎｑｕｓｏ　ＦｌｘｂｅＳａｅｒｆＩｅｉｌ　ｐｃｃａ　ＡＦ一９—３　ｔ１５ 周币．性结构的变结构控制和实验研究．国空间技术研究院博士后研究工作报告，９５８　挠中１９　。 ｆ上接１２页）　 ８Ｇｏｄｔｉ　　ｌｓｅｎＨ　Ｃｌｓｉａ　Ｍｅｈｎｃ　Ｒｅｄｉｇａｓｃｌｃａｉｓａｎ　ＭＡ：ｄｔＡｄｉｏｎ—Ｗｅｌｙ１８．ｉｓｅ，９０　９ＢｌｅｌＪ．ｅ　ａ．Ｒｏｔｔｎｅａｔ　ｙａｉｓ　ａｉｉｕ　ｌｌ１　ａ￣　ｌｓｉｄ－ｍｃ，ＰｈｓｃＤ，１８，２：３—６　ｃｎｙｉ　９７７４２ １　Ｃｈｎ０ｅ　Ｇ，ｅ　ａ，Ｍｏｅｌｇｓａｉｚｔ　ａｄｏｎｒｌｆｓｒａｌ　ｃｎｅｔｄｅｍｓＳＡＭ　Ｊｔｌｄｌｎ，ｔｂｌａｉｉｉｏｎｎ　ｃｔｏ　ｏ　ｅｉｌｙｏｎｃｅ　ｂａ，Ｉ　 Ｃｏｎｒｔ　Ｏｐｉｉｔｚ，Ｉ８　２：５６５６ｍ　７５２—４　９ Ｉ　Ｓｐ　ｔｅＳｅｉｎｍｉ　ｙｔｍｓｉ　ｎｎｔ　ｉｎｉｎｌＳｃｓ　１ａｅｓｏｎ　．ＳｍｄｙａｃＳｅ　ｎＩｆｉＤｍｅｓａ　ｐａｅ，ＮｅＹｏｋ：Ｓｒｎｅ—Ｖｒｇ　ｒｓｉｅｏｗ　ｒｐｉｇｒｅｌ．ａ １　１ｑ　 ｆ上接５Ｏ页）　 这一动态领域的进展情况，以期大大降低未　来卫星的质量、功耗和成本。　潘科炎译自：Ｌ　ｌｒ妇ｃＭｕｌ；Ｍｉｏｌｒ—ｅｃｅｔ　ｒｅｏｍｅｈｎｃｌｙ￣ｃａｉ　ＳｓｚｔＥ）ｅｈ　ＭＳＴｃ－ ｎｌｇ　Ｉｔｇａｉｎｎｏｏｏｙｎｅｒｔ　Ｉｔ　ｏ Ｍｉｏｐｏｃａｔｒｃｅｉｇ　ｆｔｅｃｓａｅｒｆＰｏｅｄｎｓｏｈ　ｒ，ＬＩＵ　ｏｆｒｎｅ９ｈＡｎａ　ＡＡ；ＳＣｎｅｅｃ　ｔ　ｎｕｌＡＩ ． 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