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航空学报 2014年第9期35卷 2605-2614页

作者：刘刚李传江马广富哈尔滨工业大学航天学院黑龙江哈尔滨150001

针对哑铃型绳系卫星在圆形限制性三体问题(CRTBP)中的Halo轨道保持控制问题,应用非线性模型预测控制(NMPC)方法设计了Halo轨道保持控制器。首先采用摄动法得到目标Halo轨道,通过跟踪目标轨道上一运动点,将其转化为目标跟踪控制问题,然... 详细信息

针对哑铃型绳系卫星在圆形限制性三体问题(CRTBP)中的Halo轨道保持控制问题,应用非线性模型预测控制(NMPC)方法设计了Halo轨道保持控制器。首先采用摄动法得到目标Halo轨道,通过跟踪目标轨道上一运动点,将其转化为目标跟踪控制问题,然后设计非线性模型预测控制器对其进行跟踪控制。利用4阶Ronge-Kutta法对原非线性模型进行离散化,将预测控制中的有限时域最优问题转化为非线性规划问题进行求解,得到下一周期的控制量。最后通过数值仿真验证了即使在初始位置偏差较大的情况下,所设计的控制器只需要很少的速度增量就可使绳系卫星系统运动至目标轨道,并精确地保持在目标轨道上。

关键词：圆形限制性三体问题绳系卫星模型预测控制非线性规划轨道保持控制

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太阳帆航天器悬浮轨道保持与柔性姿态控制研究

太阳帆航天器悬浮轨道保持与柔性姿态控制研究

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作者：陈弈澄南京航空航天大学

学位级别：硕士

太阳帆航天器作为一种依靠光压推进的新型航天器,在未来的深空探测任务中具有广阔的应用前景。日心悬浮轨道是一类重要的非开普勒轨道,可以为太阳物理研究、地球极区连续观测、极端灾害提前预警等提供理想条件。为了使太阳帆航天器能够... 详细信息

太阳帆航天器作为一种依靠光压推进的新型航天器,在未来的深空探测任务中具有广阔的应用前景。日心悬浮轨道是一类重要的非开普勒轨道,可以为太阳物理研究、地球极区连续观测、极端灾害提前预警等提供理想条件。为了使太阳帆航天器能够在期望的悬浮轨道保持运行,需要对帆面姿态进行调整,以改变太阳光压的大小和方向。因此,本文进行了太阳帆航天器悬浮轨道保持与柔性姿态控制研究。首先,针对基于光压推进的太阳帆航天器在日心悬浮轨道运行的动力学方程,为了解决系统中的非仿射问题,提出了一种二阶滑模控制策略。其中,先将所有关于控制变量的非线性项转换成关于其导数的线性项,接着针对新的控制输入采用基于PD滑模面的非奇异终端滑模面,设计了二阶滑模控制器。然后,分三个步骤对整个系统的稳定性作出分析,证明了轨道半径误差和悬浮高度误差能够渐近收敛。仿真结果验证了上述控制策略可以实现太阳帆航天器在期望日心悬浮轨道的保持运行。其次,针对基于混合推进的太阳帆航天器在地球同步日心悬浮轨道运行的动力学方程,综合考虑内部未建模动态和外部未知扰动,提出了一种高性能滑模控制策略。其中,先采用自适应径向基神经网络对模型不确定部分进行估计和补偿,再基于改进型条件积分滑模面和双幂次趋近律设计了滑模控制器。接着,基于Lyapunov理论分析系统稳定性,证明了轨道半径误差、悬浮高度误差以及运行角速度误差均能渐近收敛。然后,将求取的虚拟控制量在推进剂最优的原则下分配给实际控制量,即太阳帆姿态角和太阳电推进力。数值仿真结果验证了这一控制策略有效增强了系统鲁棒性,显著减小了轨道位置超调,并且混合推进方式相比于单一光压推进具有更高的控制效率。最后,针对柔性太阳帆航天器的姿态-振动耦合动力学方程,同时考虑执行器限制和角速度限制,提出了一种不依赖于柔性模态相关参数、基于扩张状态观测器（ESO）和指令滤波器的自适应反演控制策略。其中,先采用ESO估计总的不确定项,再结合指令滤波器对角速度幅值作出限制,并设计滤波误差的补偿信号。接着,鉴于系统具有严格反馈的形式,设计了反演控制器,结合自适应方法对处理执行器限制时引入的未知参数进行估计。然后,基于Lyapunov理论分析系统稳定性,证明了姿态误差四元数和角速度误差均能实现有界稳定。仿真结果验证了上述控制策略可以在未显著激发柔性振动模态的情况下完成姿态机动,而且所设计的控制器中只需要可测得的姿态角和角速度信息,具有实际应用价值。

关键词：太阳帆航天器日心悬浮轨道轨道保持控制柔性姿态控制混合推进

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太阳帆航天器轨道动力学与控制研究

太阳帆航天器轨道动力学与控制研究

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作者：张辉中国科学技术大学

学位级别：硕士

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... 详细信息

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。

关键词：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

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两类非开普勒轨道的动力学与控制研究

两类非开普勒轨道的动力学与控制研究

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作者：张楷田中国科学技术大学

学位级别：硕士

依赖太阳帆等新型推进系统提供的推进动力,航天器能够偏离自然轨迹形成非开普勒轨道。日心悬浮轨道、极地观测轨道等非开普勒轨道因其特殊的空间位置,能够为深空通信中继、空间天气监测以及太阳物理研究等空间科学任务提供理想平台。因... 详细信息

依赖太阳帆等新型推进系统提供的推进动力,航天器能够偏离自然轨迹形成非开普勒轨道。日心悬浮轨道、极地观测轨道等非开普勒轨道因其特殊的空间位置,能够为深空通信中继、空间天气监测以及太阳物理研究等空间科学任务提供理想平台。因此,研究上述两类非开普勒轨道的动力学与控制问题具有重要的理论价值和现实意义。首先,本文详细分析了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持控制。为改善太阳帆的工程应用性能,基于太阳帆推进和太阳电推进的各自优势将轨道保持控制过程划分为入轨阶段以及保持阶段。并且,采用新型的变反射率太阳帆从机理上解决了传统太阳帆存在的欠驱动问题。与此同时,考虑太阳帆轨道动力学方程强耦合、非线性等特征,借助自抗扰控制技术为太阳帆日心悬浮轨道保持控制提供了有效的解决方案。其次,为了实现日心悬浮轨道附近的高精度编队飞行,本文探讨了连续小推进航天器日心悬浮轨道编队飞行控制器的设计方法。首先推导了描述连续小推进航天器编队飞行的动力学方程,进一步地,给出了简洁实用的线性自抗扰编队飞行控制策略。最后考虑入轨误差、扰动以及模型不确定性进行了数值仿真,仿真结果达到了"LISA Pathfinder"等精密编队飞行任务要求的亚毫米精度标准。最后,针对当前空间科学领域的研究热点地球极地观测任务展开了研究。首先以圆形限制性三体问题模型为背景,建立了描述地球极地观测航天器运动规律的轨道动力学模型,在此基础上,推导了从圆形限制性三体问题会合坐标系到地心惯性坐标系的位置、速度转换关系。考虑伪流形轨迹难以直接和低地球轨道相交,结合霍曼转移理论和伪流形方法详细阐述了极地观测航天器从低地球轨道转移至极地观测轨道的低能耗控制策略。此外,应用更为实用的自抗扰技术实现了极地观测轨道的保持控制。

关键词：日心悬浮轨道极地观测太阳帆航天器航天器编队飞行轨道保持控制自抗扰控制

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载人登月周期重访轨道保持策略设计

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载人航天 2016年第4期22卷 411-416页

作者：贺波勇李海阳李飞沈红新国防科学技术大学航天科学与工程学院长沙410073 西安卫星测控中心西安710043

针对高精度星历动力学模型下载人登月周期重访轨道(也称地月循环轨道)发散问题,设计了一种轨道保持控制策略。提出一种高精度星历动力学模型下的循环轨道初值设计方法,分析了日月中心引力、地球J2项等摄动力对轨道快速发散作用,设计了... 详细信息

针对高精度星历动力学模型下载人登月周期重访轨道(也称地月循环轨道)发散问题,设计了一种轨道保持控制策略。提出一种高精度星历动力学模型下的循环轨道初值设计方法,分析了日月中心引力、地球J2项等摄动力对轨道快速发散作用,设计了一种特殊点四脉冲周期重访轨道保持策略。高精度动力学数值仿真实验表明,该种轨道保持策略控制频率低、速度增量消耗小,控制精度能够满足任务需求,达到预期设计目标。

关键词：载人登月循环轨道轨道保持控制高精度动力学模型

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