空间飞网两种动力学模型的比较研究

空间飞网由轻质绳索编织, 通过抛撒展开形成一定构型的网, 在空间在轨服 务、飞行器回收、轨道清理、空间拦截等领域具有巨大的应用潜力. 采用非线性有限元 软件ABAQUS建立柔性模型与松弛飞网模型, 对两种飞网模型的抛撒展开进行了对比, 提出了 飞网展开效果的衡量标准, 重点讨论了不同工况下牵引质量块质量、抛射角度、抛射速度和 绳索等效阻尼的影响. 仿真表明, 松弛模型的展开效果优于柔性模型; 牵引质量块质量、抛 射速度与绳索结构阻尼主要决定飞网的展开, 抛射角度是影响飞网在预定位置展开面积的关 键因素.     

低轨纳卫星质量矩姿态控制技术研究

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.      

ATTITUDE CONTROL TECHNOLOGY FOR MASS MOMENT NANO-SATELLITE IN LOW EARTH ORBIT 1)

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.     

航天器有限时间饱和姿态跟踪控制

针对刚体航天器系统,对存在模型不确定性、外界干扰力矩和控制器饱和等条件下的姿态跟踪控制问题进行了研究。首先,考虑未知模型不确定性和外界干扰,且总干扰上界为未知常数,结合快速非奇异终端滑模、快速终端滑模趋近律以及辅助系统构造了基本的鲁棒有限时间饱和控制器,并通过辅助系统直接补偿了控制器饱和;其次,针对系统总干扰具有多项式上界的情形,进一步结合自适应控制算法,对其上界函数中的未知参数进行在线估计,并设计了自适应有限时间饱和控制器。同时,基于Lyapunov稳定性理论证明了所提出控制算法的有限时间收敛特性。最后,通过数值仿真验证所提出控制算法的控制效果,在两种控制器作用下姿态的跟踪精度分别为5×10-5和1×10-5,证明了所提出控制算法的有效性。     

惯性平台稳定回路基于Backstepping的动态滑模控制(英文)

针对带不匹配不确定非线性干扰的惯性平台稳定回路跟踪控制问题,提出了基于backstepping的动态滑模控制方法。首先,建立了惯性平台稳定回路的等价模型,该模型由一个线性模型加上一个不确定的非线性函数组成。然后,基于backstepping方法设计了带渐近稳定滑模面的动态滑模控制器,解决了模型不匹配的问题,并提高了系统的鲁棒性。进而应用Lyapunov稳定性理论证明了所设计的控制器不仅能保证闭环系统的稳定性,而且可以通过选择适当的控制器参数来调整跟踪误差的收敛率。最后,仿真结果表明,基于backstepping的动态滑模控制方法与PID控制方法相比,提高了系统的跟踪精度,增强了鲁棒性。     

漂浮基双臂空间机器人姿态与末端抓手惯性空间轨迹协调运动的模糊滑模控制

本文讨论了载体姿态受控、位置不受控制的双臂空间机器人系统的控制问题.利用拉格朗日方法并结合系统动量守恒关系,建立了双臂空间机器人系统的非线性系统动力学模型.以此为基础,考虑到空间机器人系统结构的复杂性及其某些参数的变动性,根据具有较强鲁棒性的变结构控制理论,设计了双臂空间机器人载体姿态与两机械臂末端抓手惯性空间轨迹协调运动的滑模变结构控制方案.为了克服滑模变结构控制器抖振的缺点,附加设计了一个模糊控制器,以便根据系统的输出来动态调节滑模变结构控制器等速趋近率的系数,从而既确保了系统的快速响应而又消除了原有的抖振.系统数值仿真,证明了上述控制方案良好的控制效果.     

基于迭代学习干扰观测器的 RLV 容错控制方法

针对重复使用运载器（RLV）等类飞行器再入飞行段存在综合干扰问题,提出了一种基于迭代学习干扰观测器的容错控制方法。首先,根据RLV再入段运动、动力学特性及执行机构故障类型,建立带有执行机构故障的RLV面向控制模型;然后设计了一种基于S型函数的迭代学习观测器的容错控制方法,采用迭代学习干扰观测器完成对综合干扰观测并进行补偿,通过李雅普诺夫定理证明基于干扰观测器设计的改进的自适应控制器能够在有限时间收敛稳定;最后以某型RLV再入段为研究对象进行数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法在系统中存在加性、乘性故障时,姿态跟踪能够在3 s内收敛,同时姿态稳态误差在0.01°以内。     

考虑姿态的绳系卫星后退时域回收控制

建立了计入子星姿态运动的绳系卫星非线性动力学模型,研究了子星回收过程的非线性后退时域控制问题.将非线性后退时域控制问题伪线性化为一系列线性最优控制,并在Legendre-Gauss点离散,作为该复杂受控绳系卫星系统的数值求解策略.结果表明,通过调节系绳张力和作用于子星上的力矩,可实现子星的稳定回收,所设计的控制律对初始状态扰动、模型误差和外扰力等扰动均有良好的抑制作用.     

空间机器人双臂捕获卫星力学分析及镇定控制

随着航天技术的发展,空间机器人要求具有对非合作卫星的在轨捕获能力. 双臂空间机器人与单臂空间机器人相比在这方面显然更具有优势. 然而由于太空环境的复杂性,使得空间机器人双臂捕获非合作卫星操作过程的动力学与控制问题表现出下述特点:非完整动力学约束,动量、动量矩与能量传递变化,捕获前后结构开、闭环变拓扑,与闭环接触几何、运动学约束多者共存. 因此空间机器人双臂捕获卫星技术相关动力学与控制问题变得极其复杂. 为此,讨论了双臂空间机器人捕获自旋卫星过程的动力学演化模拟,以及捕获操作后其不稳定闭链混合体系统的镇定控制问题. 首先,利用拉格朗日第二类方程建立了捕获操作前双臂空间机器人的开环系统动力学模型,利用牛顿-欧拉法建立了目标卫星的系统动力学模型;在此基础上基于动量守恒定律、力的传递规律,经过积分与简化处理分析、求解了双臂空间机器人捕获目标卫星后受到的碰撞冲击效应,给出了合适的捕获操作策略. 根据闭链系统的闭环约束几何及运动学关系获得了闭合链约束方程,推导了捕获操作后闭链混合体系统的动力学方程. 最后基于该动力学方程针对捕获操作结束后失稳的闭链混合体系统,设计了镇定运动模糊H_∞ 控制方案. 提出的方案利用模糊逻辑环节克服参数不确定影响,由H_∞ 鲁棒控制项消除逼近误差来保证系统控制精度;通过最小权值范数法分配各臂关节力矩,以保证两臂协同操作. 李雅普诺夫稳定性理论证明了系统的全局稳定性. 最后通过数值仿真实验模拟、分析了碰撞冲击响应,并验证了上述镇定运动控制方案的有效性.      

基于干扰观测器的柔性关节空间机器人退步自适应控制

研究了载体位置、姿态均不受控的情况下,系统参数不确定的柔性关节空间机器人轨迹跟踪的控制问题.结合系统动量、动量矩守恒关系,利用拉格朗日法推导出系统的动力学模型.为减小系统柔性关节对系统控制精度的影响,采用关节柔性补偿器来等效降低系统关节的柔性.再借助奇异摄动法,针对系统参数不确定的情况,设计了柔性关节空间机器人基于干扰观测器的退步自适应滑模控制方案.该方案不需要对系统惯性参数进行线性化处理,控制器结构简单,且实现了空间机器人期望轨迹的精确跟踪控制.通过平面两杆空间机器人的数值仿真证明了该方法的有效性.     

立方星剩磁在轨辨识与主动补偿技术

立方星的姿态测量与控制系统常采用磁测磁控结合偏置动量轮的方案,整星剩磁干扰力矩是影响姿态控制精度的重要因素之一。提出了一种利用磁强计实现剩磁矩在轨辨识与利用磁力矩器实现剩磁矩主动补偿的新方案:基于磁强计输出和卫星姿态动力学建立了剩磁矩在轨辨识模型,并利用采样滤波器(UKF)提高单磁强计条件下的辨识效果;把控制对象简化成线性定常系统,分析了剩磁干扰力矩对姿态的影响数学模型,并针对磁力矩器和磁强计分时工作的特点,基于叠加性原理提出了基于角速度的剩磁矩主动补偿算法。仿真研究表明,在1000 s内剩磁矩在轨辨识精度为0.001 A×m~2量级,主动补偿后,偏航角、滚动角与俯仰角控制误差分别从4.3°、4.6°与2.1°均减少至0.4°以内。提出的方法为类似配置卫星减少剩磁干扰力矩的影响提供了一种新思路。     

Orbit and attitude control of spacecraft formation flying

Formation flying is a novel concept of distributing the functionality of large spacecraft among several smaller, less expensive, cooperative satellites. Some applications require that a controllable satellite keeps relative position and attitude to observe a specific surface of another satellite among the cluster. Specially, the target space vehicle is malfunctioning. The present paper focuses on the problem that how to control a chaser satellite to fly around an out-of-work target satellite closely in earth orbit and to track a specific surface. Relative attitude and first approximate relative orbital dynamics equations are presented. Control strategy is derived based on feedback linearization and Lyapunov theory of stability. Further, considering the uncertainty of inertia, an adaptive control method is developed to obtain the correct inertial ratio. The numerical simulation is given to verify the validity of proposed control scheme.     

Decentralized coordinated attitude control for satellite formation flying via the state-dependent Riccati equation technique

The goal of the present study is to develop a decentralized coordinated attitude control algorithm for satellite formation flying. To handle the non-linearity of the dynamic system, the problems of absolute and relative attitude dynamics are formulated for the state-dependent Riccati equation (SDRE) technique. The SDRE technique is for the first time utilized as a non-linear controller of the relative attitude control problem for satellite formation flying, and then the results are compared to those from linear control methods, mainly the PD and LQR controllers. The stability region for the SDRE-controlled system was obtained using a numerical method. This estimated stability region demonstrates that the SDRE controller developed in the present paper guarantees the globally asymptotic stability for both the absolute and relative attitude controls. Moreover, in order to complement a non-selective control strategy for relative attitude error in formation flying, a selective control strategy is suggested. This strategy guarantees not only a reduction in unnecessary calculation, but also the mission-failure safety of the attitude control algorithm for satellite formation. The attitude control algorithm of the formation flying was tested in the orbital-reference coordinate system for the sake of applying the control algorithms to Earth-observing missions. The simulation results illustrate that the attitude control algorithm based on the SDRE technique can robustly drive the attitude errors to converge to zero.     

反作用轮扰动特性测量及研究

反作用轮微振动是影响卫星姿态控制精度的重要因素.测量反作用轮扰动的目的是掌握其扰动规律,进而采取相应的控制方法和隔离技术.考虑到反作用轮的扰动与安装条件有关,使用"刚性六分量测试平台"和"柔性六分量测试平台"两种方法进行反作用轮扰动特性测量,并从三个方面对两种方法得到的结果进行比较.比较结果表明,不同测试条件下得到的谐波数是相同的;安装结构刚度降低会降低反作用轮的固有频率;柔性安装条件的减振作用会降低扰动峰值.试验结果可以为探讨卫星结构动态特性对扰动力的影响提供经验和指导.     

空间机械臂捕获卫星过程的碰撞动力学模拟及镇定运动的鲁棒控制

讨论了漂浮基空间机械臂捕获未知运动目标卫星的接触碰撞动力学建模和接触碰撞后系统镇定运动的控制问题。利用第二类拉格朗日方法和牛顿-欧拉法分别建立了接触碰撞前漂浮基空间机械臂和目标卫星两分体系统的动力学模型;以此为基础借助于空间机械臂与目标卫星接触点间的运动几何关系、力传递关系,计算了接触碰撞所产生的影响效应;捕获卫星后,联立空间机械臂与卫星接触碰撞前的动力学模型,建立了接触碰撞后两系统组合体动力学模型;并设计了增广鲁棒控制算法,以对受碰撞冲击后处于不稳定的组合体系统进行镇定运动控制。上述控制方法能应用于空间机械臂载体位置不受控情况,并能使组合体系统控制方程关于卫星不确定参数呈线性化关系。最后,利用数值仿真模拟捕获过程系统运动状态,验证了上述鲁棒控制镇定运动的效果。     

空间刚性杆——弹簧组合结构轨道、姿态耦合动力学分析

以空间太阳帆塔在轨运行中遇到的强耦合动力学问题为研究背景,建立了空间刚性杆-- 弹簧组合结构轨道与姿态耦合 问题的动力学模型,采用辛 (几何) 算法研究了其轨道与姿态耦合的动力学行为,研究结果可以从系统的能量保持情况间接得到验 证. 首先,基于变分原理,通过引入对偶变量将描述空间刚性杆-- 弹簧组合结构动力学行为的拉格朗日方程导入哈 密尔顿体系,建立简化模型的正则控制方程;随后,采用辛龙格库塔方法模拟分析了地球非球摄动对轨道、姿态的影响及系统能 量的数值偏差问题. 数值模拟结果显示:随着初始姿态角速度增大,轨道半径的扰动 增大,轨道与姿态之间的耦合效应加剧; 带谐摄动对空间刚性杆-- 弹簧组合结构模型的轨道、姿态产生的影响比田谐摄动要高出至少两个数量级;同时辛龙格库塔方法能更好 地快速模拟地球非球摄动影响下空间刚性杆-- 弹簧组合结构的动力学行为,并能够长时间保持系统的总能量,有望为 超大空间结构实时反馈控制提供实时动力学响应结果.      

Influence of flexible solar arrays on vibration isolation platform of control moment gyroscopes

A high-performance vibration isolation platform (VIP) has been developed for a cluster of control moment gyroscopes (CMGs). CMGs have long been used for satellite attitude control. In this paper, the influence of flexible solar arrays on a passive multi-strut VIP of CMGs for a satellite is analyzed. The reasonable parameters design of flexible solar arrays is discussed. Firstly, the dynamic model of the integrated satellite with flexible solar arrays, the VIP and CMGs is conducted by Newton-Euler method. Then based on reasonable assumptions, the transmissibility matrix of the VIP is derived. Secondly, the influences of the flexible solar arrays on both the performance of the VIP and the stability of closed-loop control systems are analyzed in detail. The parameter design limitation of these solar arrays is discussed. At last, by selecting reasonable parameters for both the VIP and flexible solar arrays, the attitude stabilization performance with vibration isolation system is predicted via simulation.     

基于Gibbs矢量估计卫星轨道姿态的滤波算法研究

针对“矢量观测 陀螺”这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统模式,引入具有四元数优越性的Gibbs矢量作为姿态参数,提出了一种新的具有良好实时性能的轨道姿态估计方案。在方案设计中,为描述卫星轨道姿态的Gibbs矢量,推导出了基于四元数的运动学方程,并将QUEST法作为处理多矢量观测信息的压缩技术引入估计器,使得滤波修正算法得以简化。另外,针对单矢量观测情况,给出了能够加快状态估值收敛速度的改进协方差修正算法。仿真结果验证,新方案的姿态估计精度与传统的欧拉角估计法相当,而运算效率却明显高于欧拉角估计法。     

Magnetic torque attitude control of a satellite using the state-dependent Riccati equation technique

A non-linear attitude control method for a satellite with magnetic torque rods using the state-dependent Riccati equation (SDRE) technique has been developed. The magnetic torque caused by the interaction with the Earth's magnetic field and the magnetic moment of torque rods plays a role of the control torque. The detailed equations of motion for this system are presented using angular velocity and quaternions. The SDRE controller is developed for the non-linear systems which can be formed in pseudo-linear representations using the state-dependent coefficient (SDC) method without linearization procedure. The aim of this control system is to achieve a stable attitude within 5°, and minimize the control effort. The stability regions for the SDRE controlled satellite system are estimated through the investigation of the stability conditions developed for pseudo-linear systems and the application of Lyapunov's theorem. For comparisons, the Linear Quadratic Regulator (LQR) method using the solution of the algebraic Riccati equation (ARE) is also applied to this non-linear system. The performance of the SDRE non-linear control system demonstrates more robustness and stability than the LQR control system when subjected to a wide range of initial conditions.     

Robust attitude control for rapid multi-target tracking in spacecraft formation flying

A robust attitude tracking control scheme for spacecraft formation flying is presented. The leader spacecraft with a rapid mobile antenna and a camera is modeled. While the camera is tracking the ground target, the antenna is tracking the follower spacecraft. By an angular velocity constraint and an angular constraint, two methods are proposed to compute the reference attitude profiles of the camera and antenna, respectively. To simplify the control design problem, this paper first derives the desired inverse system （DIS）, which can convert the attitude tracking problem of 3D space into the regulator problem. Based on DIS and sliding mode control （SMC）, a robust attitude tracking controller is developed in the presence of mass parameter uncertainties and external disturbance. By Lyapunov stability theory, the closed loop system stability can be achieved. The numerical simulations show that the proposed robust control scheme exhibits significant advantages for the multi-target attitude tracking of a two-spacecraft formation.