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大规模航天器编队构形控制方法研究

大规模航天器编队构形控制方法研究

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作者：贺盛琳哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

大规模航天器编队飞行是指使几十颗及以上微小航天器保持严格的相对运动状态,以满足特定的任务要求。与功能完备、结构复杂的单个大型航天器相比,编队中的航天器协作构成一个虚拟的整体,形成新的工作体制,通过将任务和载荷分布于微小航... 详细信息

大规模航天器编队飞行是指使几十颗及以上微小航天器保持严格的相对运动状态,以满足特定的任务要求。与功能完备、结构复杂的单个大型航天器相比,编队中的航天器协作构成一个虚拟的整体,形成新的工作体制,通过将任务和载荷分布于微小航天器的方式来突破单个大型航天器的技术瓶颈。虽然编队飞行技术具有高可靠性、高性价比和高冗余度等优势,但大规模航天器编队在飞行过程中针对构形的控制常常存在一些关键的技术问题:执行机构推力有上限、燃料资源宝贵、构形切换过程中存在碰撞风险以及微小航天器通信带宽和计算资源受限等。本课题针对考虑碰撞风险的大规模编队构形控制问题,运用一种混合整数线性规划方法,在计算过程中通过引入二进制变量来描述碰撞规避的数学约束,同时将航天器执行机构的控制力饱和限制作为轨迹规划的约束条件之一,基于T-H方程给出动力学约束条件。由此得到一个混合整数线性规划问题,使用相应的软件来求解,并得到燃料最优的控制输入,从而实现考虑碰撞规避的大规模航天器编队飞行的构形控制,通过数学仿真说明了控制过程实现了规避星间碰撞,且该方法的求解速度显著快于非线性求解方法。随后,在考虑编队构形切换的快速性方面,缩短编队构形切换过程的时间的同时考虑更少控制消耗。在考虑碰撞规避约束的条件下,进一步优化构形控制算法使之适用于大规模航天器编队的在轨自主运行,仅需要求解有限次数的线性规划问题便可得到控制输入序列。通过数学仿真说明了该算法能够快速找到合适的控制时域长度,完成控制目标。最后,在考虑大规模航天器编队计算资源受限、通信带宽约束、外部干扰和控制力受限的条件下,基于线性时变相对动力学模型,针对航天器编队构形维持控制问题进行描述,并结合事件驱动策略,给出动态事件的更新机制,引入模型预测控制方法,设计基于事件驱动策略的模型预测控制器,并进行了稳定性证明。通过数学仿真证明算法能在节约星载资源的前提下,有效地进行构形维持控制。

关键词：大规模航天器编队编队构形控制事件驱动控制碰撞规避混合整数线性规划

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基于大气阻力微纳卫星编队轨道与姿态控制研究

基于大气阻力微纳卫星编队轨道与姿态控制研究

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作者：范凡国防科学技术大学

学位级别：硕士

随着微纳卫星技术的蓬勃发展,由多颗微纳卫星协同工作构成微纳卫星编队系统无论在研发设计、成本消耗还是风险评估等方面均优于结构复杂的单颗大卫星。微纳卫星编队飞行技术成为了近年来空间研究领域的热点。其中,卫星自主控制技术是微... 详细信息

随着微纳卫星技术的蓬勃发展,由多颗微纳卫星协同工作构成微纳卫星编队系统无论在研发设计、成本消耗还是风险评估等方面均优于结构复杂的单颗大卫星。微纳卫星编队飞行技术成为了近年来空间研究领域的热点。其中,卫星自主控制技术是微纳卫星编队系统的关键技术之一。微纳卫星的姿态稳定和编队构型完整是卫星编队正常工作的前提和基础。传统控制执行系统一般为主动力控制系统,要求卫星携带一定推进燃料。主动力控制系统增加了小卫星整体设计、研发成本和发射风险等难度。利用大气阻力控制卫星运动属于被动力控制。不需要推进装置和推进剂,符合小卫星体积小、质量轻、结构简单等特点。本文基于被动力控制系统无污染、成本低等优势,对大气阻力微纳卫星编队轨道运动控制及卫星姿态稳定控制问题进行了研究。首先,本文对大气阻力控制微纳卫星编队轨道运动的理论基础进行了研究。建立了一个完整的非线性动力学相对运动模型,分析了卫星编队径向与沿航迹向相对运动耦合关系。然后,研究了近地轨道环境摄动力对编队构形的影响。介绍了三种经典的编队设计构形以及相应的飞行任务。设计了基于自适应滑模控制原理的大气阻力非线性卫星轨道控制系统。分别对三种编队轨道保持控制和构形重构控制进行了仿真验证。仿真结果表明,在外界扰动以及初始误差存在情况下,设计控制系统实现构形保持和构形重构控制性能良好,具有较强的鲁棒性。本文继续深入研究滑模控制理论,设计了一个基于Terminal滑模控制理论非线性编队轨道构形控制系统。利用Terminal滑模控制原理在有限时间内收敛状态跟踪误差至零的特点,提高控制器实现编队控制的时效性。考虑卫星相对运动非线性项以及外界摄动干扰情况下,对基于大气阻力Terminal滑模控制系统的控制性能进行仿真分析。仿真结果表明,在有限时间内,卫星轨道运动能够迅速达到收敛状态,控制系统鲁棒性良好。最后,本文基于大气阻力控制卫星姿态进行了相关研究。以欧拉角描述方法建立了卫星姿态运动方程。设计了在卫星上安装两对反向气动板的卫星配置,以气动板的转角作为控制输入量。由于大气阻力受自然条件所限,本文设计了飞轮主动力和大气阻力被动力联合控制的方法,实现了卫星姿态三轴稳定控制。这种联合控制方法可以节省燃料、减轻卫星质量,简化卫星结构设计,减少成本消耗。本分设计了自适应滑模和Terminal滑模控制方法,分别对标准状态、转动惯量变化和外部干扰情况下进行了仿真分析。仿真结果表明,所提出的控制算法具有良好的控制性能,能够保持卫星稳定姿态。

关键词：微纳卫星大气阻力编队构形控制姿态稳定控制自适应滑模控制 Terminal滑模控制

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