A COLLISION-AVOIDANCE CONTROL ALGORITHM FOR SPACECRAFT PROXIMITY OPERATIONS BASED ON IMPROVED ARTIFICIAL POTENTIAL FUNCTION 1)

针对航天器近距离操作的安全问题,提出了一种基于人工势函数改进的碰撞规避控制算法.根据航天器与目标、障碍物之间的实时状态, 利用人工势函数算法,计算航天器的实时加速度, 规划航天器的轨迹. 为改进人工势函数方法的适用性,提出三个方面的改进措施: 首先, 在人工势函数算法中, 为提高碰撞预警的准确性,减少额外机动, 碰撞预警采用碰撞概率代替相对距离. 其次, 为了提高对接安全,降低接近目标航天器的相对速度, 利用相对速度的安全接近走廊来计算目标排斥力.最后, 针对大多航天器不能提供任意连续变化推力的情况, 设置两种实用的推力形式,如bang-bang控制的推力形式和恒定变化率的推力形式, 代替连续变推力形式.通过对不同算例的比较,成功地揭示了主要任务参数(如碰撞预警方法、速度安全边界和实际加速度形式)对近距离操作安全的影响.结果表明, 该方法可以提高航天器近距离操作的安全性、效率性, 并且结构简单,实时性强.     

基于机动目标滤波估计的航天器主动规避策略

随着空间操控技术的发展, 航天器在轨安全问题日益受到重视.具有主动机动能力的航天器对目标航天器的自主接近严重威胁航天器的在轨安全.航天器近距离追逃博弈时,相对位置、速度、加速度等状态获取是追逃双方博弈策略形成的基础.本文在追逃双方信息获取不完全的情况下,提出了基于机动目标滤波估计与最大化视线偏转率的主动规避逃脱策略.追逃双方航天器基于当前统计模型滤波算法获得对方的相对位置、速度、加速度等导航信息.追踪航天器采用比例导引律自主接近逃逸航天器.逃逸航天器计算相对于追踪航天器的视线方向及视线偏转率,采用基于最大化视线偏转率的主动规避策略进行逃脱.对不同规避策略及不同工况进行仿真分析, 结果表明:逃逸航天器的机动能力达到追踪航天器的60%以上时,所提出的规避策略可有效规避追踪航天器的自主接近;规避策略对观测设备的测量精度和工作频率不敏感;规避效果与规避策略的响应时间有关, 逃逸航天器收到预警信息越早, 规避效果越好.      

SPACECRAFT EVASION STRATEGY USING ACTIVE MANEUVERS BASED ON MANEUVERING-TARGET ACCELERATION ESTIMATION 1)

随着空间操控技术的发展, 航天器在轨安全问题日益受到重视.具有主动机动能力的航天器对目标航天器的自主接近严重威胁航天器的在轨安全.航天器近距离追逃博弈时,相对位置、速度、加速度等状态获取是追逃双方博弈策略形成的基础.本文在追逃双方信息获取不完全的情况下,提出了基于机动目标滤波估计与最大化视线偏转率的主动规避逃脱策略.追逃双方航天器基于当前统计模型滤波算法获得对方的相对位置、速度、加速度等导航信息.追踪航天器采用比例导引律自主接近逃逸航天器.逃逸航天器计算相对于追踪航天器的视线方向及视线偏转率,采用基于最大化视线偏转率的主动规避策略进行逃脱.对不同规避策略及不同工况进行仿真分析, 结果表明:逃逸航天器的机动能力达到追踪航天器的60%以上时,所提出的规避策略可有效规避追踪航天器的自主接近;规避策略对观测设备的测量精度和工作频率不敏感;规避效果与规避策略的响应时间有关, 逃逸航天器收到预警信息越早, 规避效果越好.     

航天器终端接近的有限时间输入饱和避碰控制

针对航天器终端接近问题,解决了追踪航天器在跟踪到达期望目标点的过程中不与目标航天器发生碰撞的难题。首先,在目标航天器轨道系下建立了航天器的相对运动和避碰模型。其次,考虑外界扰动上界已知和未知两种情形,均给出了有限时间避碰控制器,且所设计的控制器都具有输入饱和特性。最后,应用Lyapunov稳定性理论证明了在所提出的控制器作用下系统是有限时间收敛的,并且,利用避碰势函数证明了所设计的控制器能够实现避碰。仿真结果表明,所提出的控制器是有效的。     

考虑颗粒碰撞的多重Monte Carlo算法

从减少计算代价和改进碰撞算法出发, 提出了考虑颗粒碰撞的多重Monte Carlo算法, 它采用直接模拟Monte Carlo算法来考虑颗粒碰撞, 并与求解颗粒拉氏Langevin方程的Monte Carlo算法耦合起来, 跟踪比实际颗粒数目小得多的虚拟颗粒. 提出了时间步长选定标准、虚拟碰撞伙伴所在控制容积的判断准则、颗粒碰撞发生的判 断准则、虚拟碰撞伙伴的选择、基于随机碰撞角度的碰撞动力学, 构成了考虑颗粒碰撞的完整多重Monte Carlo算法. 对理想工况的细微颗粒流和粗重颗粒流进行了数值模拟, 颗粒碰撞率的模拟结果与理论分析解和DNS结果均符合很好, 颗粒场演变的细节信息, 如时间平均和特定时刻的颗粒数密度, 速度和颗粒湍动能等, 均与DNS结果符合很好. 数值模拟结果证明该算法不仅具有较低的计算代价, 而且能够达到足够的计算精度.     

基于模糊迭代均方根容积卡尔曼滤波的天基非合作目标跟踪

针对非合作航天器相对导航中测量噪声不确定的问题,提出了一种模糊迭代均方根容积卡尔曼滤波算法,实现对非合作目标相对状态的测量。该算法利用容积点均方根迭代策略和模糊推理系统实时调整改进容积卡尔曼滤波的量测噪声协方差阵权值,修正量测噪声协方差阵,使其接近真实噪声值,从而提高目标跟踪算法的自适应能力,提高了滤波精度。通过建立数学仿真模型,分别采用扩展卡尔曼滤波、容积卡尔曼滤波以及模糊迭代均方根容积卡尔曼滤波进行跟踪仿真,仿真结果表明,与标准容积卡尔曼滤波相比,该改进算法能够提高13.17%的跟踪精度。     

PAM-CRASH软件在低地板轻轨车碰撞分析中的应用

论文以伊朗马沙德低地板轻轨车为载体,应用PAM-CRASH软件来进行碰撞数值模拟分析,得到两列相同的低地板车相撞的变形趋势以及能量、速度、加速度曲线,实现车体的安全性能分析.良好的界面操作以及优秀的计算精度确保了低地板轻轨车车体工况的完整和真实,分析结果为低地板车的生产和进一步研发提供一定的理论依据.     

颗粒群碰撞搜索及CFD-DEM耦合分域求解的推进算法研究

在采用计算流体力学-离散元耦合方法(computational fluiddynamics-discrete element method, CFD-DEM)进行固液两相耦合分析时, 颗粒计算时间步的选取直接影响到耦合计算精度和计算效率. 为此, 本文选取每个目标颗粒为研究对象, 引入插值函数计算时间步的运动位移, 构建可变空间搜索网格; 通过筛选可能碰撞颗粒建立搜索列表, 采用逆向搜索方式判断碰撞颗粒, 从而提出一种改进的DEM方法(modified discreteelement method, MDEM). 该算法在颗粒群与流体耦合计算中, 颗粒计算初始时间步选取不受颗粒碰撞时间限制, 通过自动调整和修正实现大步长, 由颗粒和流体耦合条件实时更新流体计算时间步, 使颗粒计算时间步选取过小导致计算效率低、选取过大导致颗粒碰撞漏判的问题得以解决, 为颗粒与流体耦合的数值模拟提供了行之有效的计算方法. 通过两个颗粒和多个颗粒的数值模拟, 得到的颗粒间碰撞力、碰撞位置及次数, 与理论计算结果的相对误差均低于2%, 与传统的DEM碰撞搜索算法相比, 在选取的3种计算时间步均不会影响计算精度, 且有较高的计算效率. 通过多个颗粒与流体的耦合数值模拟, 采用传统的CFD-DEM方法, 只有颗粒计算时间步选取10$^{-6}$ s或更小才能得到精确解, 而采用本文方法取10$^{-4}$ s也能够得到精确解, 避免了颗粒碰撞随时间步增大而出现的漏判问题, 且计算耗时降低了16.7%.      

涡激诱导并列双圆柱碰撞数值模拟研究

圆柱类结构物的涡激振动是工程中较为常见的一种现象,如果圆柱结构物之间的距离较小, 就会产生涡激诱导碰撞现象,而涡激碰撞会比涡激振动对结构物疲劳破坏产生更严重的威胁.采用浸入边界法模拟流体中的动边界问题,避免了传统贴体网格方法在求解流体中存在固体间碰撞问题时出现数值求解不稳定问题,采用有限元方法对圆柱的运动和碰撞进行求解,通过数据回归方法建立了流体流动条件下的润滑模型,对不同间隙比下涡激诱导并列双圆柱振动及碰撞过程进行了数值模拟, 数值结果表明,如果两圆柱产生了碰撞将会有连续的碰撞发生, 碰撞时出现了多阶频率,振动主频率要比无碰撞时大, 两圆柱碰撞时的相对速度比自由来流速度小;当两圆柱相互接近时, 随着涡环分离角度的逐渐倾斜, 横向流体力先逐渐减小,当两圆柱间涡环开始相互影响发生挤压时, 横向流体力开始逐渐增大;当两圆柱开始反弹时, 两圆柱间形成了低压区, 改变了横向流体阻力的方向,使两圆柱又产生了接近运动,如此反复从而产生了碰撞后横向流体力和圆柱速度的振荡现象.      

多刚体系统分离策略及释放动力学研究

紧密连接的多刚体系统可在脱离运载航天器后在轨自主分离,无需多次利用航天器发射装置或在航天器中安装多个发射装置进行分离释放,从而有效提高运载航天器空间利用率, 简化分离释放操作和降低碰撞风险.本文针对多刚体系统的在轨分离释放问题, 研究在轨分离策略及释放过程动力学.首先, 考虑刚体相对运动及姿态变化,基于虚功原理及自然坐标方法建立单个刚体的动力学模型.考虑多刚体系统在轨分离释放阶段的轨道运动和连接约束变化,计入分离时刚体间的相互作用,利用拉格朗日乘子法获得含连接约束的非线性动力学模型. 考虑到实际工程应用,在多刚体系统分离释放阶段,通过安装在刚体间每个接触表面4个角上的弹射装置实现自主分离. 其次,为保证分离过程中刚体之间无碰撞发生, 规划了多刚体系统的分离时序,并基于不同弹射方向及分离顺序设计了两种分离释放方案. 最后,通过算例研究分析了在轨分离释放过程中刚体的非线性动力学行为,验证了分离释放方案的有效性.      

空间机器人捕获卫星操作基于柔顺装置的无源模糊避撞柔顺控制

讨论了漂浮基空间机器人在轨捕获非合作卫星过程避免关节受冲击及过载破坏的避撞柔顺控制问题。在关节电机与机械臂之间配置了一种柔顺装置——旋转型串联弹性执行器(RSEA),其作用一是在捕获阶段,通过其内置弹簧的变形来缓冲捕获过程中被捕获卫星对空间机器人关节产生的冲击能量;二是在捕获完成后的镇定运动阶段,结合所设计的避撞柔顺策略来适时开关关节电机以保证关节冲击力矩受限在安全范围。首先,根据拉格朗日法及牛顿-欧拉法分别建立了含柔顺装置空间机器人与目标卫星系统的动力学方程;之后,结合整个系统动量守恒关系、系统运动几何及位置约束关系,建立了捕获操作后两者形成混合体系统的动力学方程。在此基础上,针对捕获操作后不稳定的混合体系统,提出了一种基于无源性理论的避撞柔顺模糊控制方案以实现其镇定控制。最后,通过仿真实验验证了所提避撞柔顺策略的有效性。     

Optimal nonlinear feedback control of spacecraft rendezvous with finite low thrust between libration orbits

This paper presents the nonlinear closed-loop feedback control strategy for the spacecraft rendezvous problem with finite low thrust between libration orbits in the Sun–Earth system. The model of spacecraft rendezvous takes the perturbations in initial states, the actuator saturation limits, the measurement errors, and the external disturbance forces into consideration from an engineering point of view. The proposed nonlinear closed-loop feedback control strategy is not analytically explicit; rather, it is implemented by a rapid re-computation of the open-loop optimal control at each update instant. To guarantee the computational efficiency, a novel numerical algorithm for solving the open-loop optimal control is given. With the aid of the quasilinearization method, the open-loop optimal control problem is replaced successfully by a series of sparse symmetrical linear equations coupled with linear complementary problem, and the computational efficiency can be significantly increased. The numerical simulations of spacecraft rendezvous problems in the paper well demonstrate the robustness, high precision, and dominant real-time merits of the proposed closed-loop feedback control strategy.     

基于虚拟中心引力场方法的航天器转移轨道设计

空间机动技术是实现空间操作任务的基础,具有重要的研究价值. 研究了连续推力作用下航天器转移轨道设计问题,提出了一种基于虚拟中心引力场的轨道设计方法. 该方法有两大特点:(1) 能够将机动轨道设计问题转化为虚拟中心引力场参数的优化问题,简化了设计过程;(2) 对轨道形状或推力方向、大小不做任何假定,能够应用于一般情况下的机动轨道设计. 将该方法应用于航天器二维和三维的转移轨道设计,并和形状方法进行了对比分析. 仿真结果分析表明,采用该方法简化了轨道设计过程,为航天器快速轨道设计提供了新思路.      

空间机器人捕获航天器后基于无源性理论的鲁棒镇定控制

研究了漂浮基空间机器人捕获非合作航天器过程对系统产生的冲击效应及其后联合体系统镇定运动的控制问题。为此,利用拉格朗日方法及牛顿-欧拉法分别获得了捕获前空间机器人及目标航天器的动力学模型;结合动量守恒定律、系统运动几何关系及力的传递规律,分析了捕获过程相互碰撞所产生的冲击效应,建立了捕获完成后两者联合体的系统动力学模型。在此基础上,针对同时存在不确定参数及外部扰动的联合体系统,设计了基于无源性理论的镇定运动神经网络H_∞鲁棒控制算法。本文提出的基于无源性理论设计的鲁棒控制算法具有良好的动态特性及较强的鲁棒性,可快速完成系统的镇定控制,实现轨迹的精确跟踪。系统数值模拟仿真验证了本文控制方案的正确性。