太阳帆航天器轨道动力学与控制研究

作     者：张辉 

作者单位：中国科学技术大学 

学位级别：硕士

导师姓名：周建亮;王永

授予年度：2014年

学科分类：08[工学] 081105[工学-导航、制导与控制] 0811[工学-控制科学与工程] 

主      题：圆型限制性三体 平动点 太阳帆航天器 轨道保持控制 混合太阳帆 编队飞行控制 自抗扰控制 

摘      要：随着航天技术的发展,我们探索宇宙的步伐早已脱离地球加速向深空迈进。平动点因其空间特殊位置及附近存在周期轨道的动力学特性可以为深空探测、通信中继和对日观测等深空轨道任务提供理想平台。然而,由于平动点轨道本质上的不稳定特性,平动点轨道任务需要长时间、高精度的轨道保持控制。依靠化学燃料推进的传统航天器无法满足长时间、高精度的轨控任务需求。以太阳帆推进、太阳电推进和核推进为代表的新型连续小推力航天器应运而生,发展方兴未艾。其中,太阳帆是利用帆面反射太阳光获得光压力实现加速航行的新型航天器,因其具有连续小推力、有效载荷比高、无需燃料等显著优势而成为执行深空轨道任务的理想航天器。着眼我国太阳帆应用的发展需要和平动点任务的实际需求,太阳帆轨道动力学与控制技术是理论基础,开展相关研究具有重要意义。 本文基于圆型限制性三体问题模型研究了太阳帆平动点轨道动力学,在姿态角标称输入下给出了太阳帆共线人工平动点Halo轨道与Lissajous轨道构造方法,并采用小偏差线性化方法分析了轨道的条件稳定性与能控性。 连续小推力航天器平动点轨道编队飞行具有单体航天器不具备的更自由任务空间、更低成本、更小风险和更强系统重构性等优点。为了从本质上摆脱已有的轨控方法对模型的依赖,提高系统的轨控精度、抗干扰能力和鲁棒性,本文首次提出了连续小推力航天器共线平动点Halo轨道编队飞行自抗扰控制器,利用轨控系统输入输出设计了自抗扰编队飞行控制律,在入轨误差、扰动和系统模型未知情况下进行了编队飞行控制仿真,实验结果达到并超过了美国NASA要求的5mm编队飞行控制精度要求。 太阳帆轨控方程与其它的连续小推力航天器相比,除具有强耦合、非线性特点外,还具有非仿射和欠驱动特点。已有的太阳帆轨道保持控制器多是基于平动点处线性化获得的线性系统进行分析设计的。而控制器设计过程中大都忽略了近似模型有效范围问题。本文首次分析了太阳帆轨控方程线性化过程中应当考虑的近似模型误差,基于模型近似误差定义了姿态角幅值约束大小。姿态角存在幅值约束时,太阳帆轨道与姿态间的耦合特点导致太阳帆的轨控能力受限。本文利用能控性Gramian矩阵分析计算了姿态角幅值约束下的太阳帆最大允许入轨误差,设计了太阳帆Lissajous轨道LQ轨道保持控制器。 混合太阳帆是一类结合太阳帆推进和太阳电推进同时具有两者优点的新型太阳帆,它进一步拓展了太阳帆的应用空间,可用于承担更加复杂和更高要求的轨道任务。为从本质上解决混合太阳帆反馈线性化等轨控方法对模型精确度的依赖问题,本文首次提出了混合太阳帆人工平动点轨道自抗扰保持控制器,实现了日地系统人工L1点Halo轨道无须精确轨控模型下的高精度保持控制。