带空间机械臂航天器姿态运动规划的数值算法研究

自由漂浮空间机械臂系统在无外力矩作用时,系统的动量矩守恒而成为非完整系统。利用这一特性本文研究了自由漂浮空间机械臂系统的三维姿态运动规划问题。导出带空间机械臂的航天器三维姿态运动数学模型,将系统的非完整运动规划问题转化为非线性系统最优控制问题,在最优控制中利用小波逼近控制输入规律,提出基于遗传算法的最优控制数值算法。通过数值仿真,表明该方法对带空间机械臂航天器系统的非完整姿态运动规划是有效的。     

航天器太阳阵多体展开的动力学分析

本文研究航天器太阳阵多体系统展开过程的动力学问题.文中引入 Denavit-Hartenberg 座标系及齐次座标变换理论对系统进行描述,应用 Kane 动力学方程建立了太阳阵展开和撞击动力学模型,编制了仿真软件 K-DIDAS,并对带大型太阳阵的航天器进行了多体系统展开动力学分析计算,给出了供工程应用的有关数据和参数.     

考虑铰摩擦的柔性太阳阵展开动力学研究

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.      

DEPLOYMENT DYNAMICS OF FLEXIBLE SOLAR ARRAYS CONSIDERING FRICTIONAL JOINT

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.     

带太阳帆板航天器姿态最优控制的小波展开法

讨论航天器太阳帆板展开过程中主体姿态的最优控制问题。在控制算法中利用小波分析理论,将离散正交小波函数引入最优控制问题,利用小波展开法替代传统的Ｆｏｕｒｉｅｒ基函数,提出一种基于小分析的最优控制算法。     

含J2摄动的有限时间航天器追逃博弈问题研究

航天器追逃博弈是航天器在轨捕获任务的一个重要问题,具有极高的军民两用双重价值．针对有限时间且考虑J2摄动的航天器追逃博弈问题,本文提出了一种精确的求解方法．该方法的核心思想是将有限时间的航天器追逃博弈问题建模为有限时间二人零和对策,则博弈中两航天器的最优控制策略可以转化为有限时间二人零和对策的鞍点解．在鞍点解的求解过程中,本文首先基于考虑J2摄动的非线性动力学方程,将两航天器动力学方程和始末边值条件与鞍点解必要条件结合得到两点边值问题,然后提出一种结合遗传算法和配点法的混合算法求解该两点边值问题以得到精确的鞍点解．本文利用数值仿真对所提方法的有效性进行了验证．结果表明：(i) 在航天器追逃博弈过程中,J2摄动对两航天器的最优控制策略具有较大影响;(ii) 所提方法能够精确求解出两航天器在有限时间的追逃博弈过程中的最优控制策略．     

一类多体系统非完整运动最优规划的拟牛顿算法

研究带有非完整约束的一类多体系统运动规划问题。多体系统中的非完整约束通常是由不可积的速度约束或不可积的守恒律引起。在系统动量和动量矩守恒情况下,动力学方程降阶为非完整形式约束方程,系统的控制问题可转化为无漂移系统的非完整运动规划问题。文中首先导出具有多体开链系统的非完整运动模型。利用最优控制理论和最优化技术,采用输入参数化的方法将连续的最优控制问题转化为离散的最优控制问题,提出一种非完整多体系统运动规划的拟牛顿算法。最后将该方法用于自由漂浮的空间三连杆机构,仿真结果验证了该方法的有效性。     

飞轮控制航天器的自适应姿态跟踪

本文讨论飞轮控制航天器的姿态控制问题。由于航天器在运行过程中受各种复杂环境因素的影响，难以确定其动力学参数的准确值，因此姿态控制系统必须具有自适应能力，以适应不可预计的干扰和航天器自身参数的改变。文中基于滑模控制方法提出一种改进的自适应姿态控制规律，适用于有内扰动力短存在的航天器。此控制规律可在不须提供动力学参数的情况下，使飞轮控制航天器跟踪期望的姿态变化规律以实现姿态机动。利用Lyapunov直接方法证明了控制系统的渐近稳定性。对于受随机扰动力短作用的航天器姿态跟踪的时间历程进行了数值仿真，计算结果证实上述方法的有效性。     

轮式移动机器人非完整运动规划的最优控制方法

本文讨论轮式动机器人非完整运动的最优规划问题,利用约束与最优控制理论建立数学模型,考虑系统的非完整约束特性,提出轮式移动机器人运动规划的最优控制算法。通过数值仿真,表明该方法的有效性。     

基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制（英文）

针对快速调姿挠性航天器的姿态控制问题,提出一种基于输入成型的自适应姿态控制方法,解决俯仰、偏航、滚转三通道的控制耦合问题,抑制航天器挠性振动、提高姿态控制精度。首先,建立了考虑弹性振动、执行器故障及惯量不确定性的挠性航天器姿态动力学模型。基于欧拉轴角提出一种姿态机动参考轨迹设计方法,避免了俯仰、偏航、滚转三通道的耦合问题。通过多模输入成型方法对姿态机动参考轨迹进行修正,以抑制航天器弹性振动。采用自适应容错控制方法对修正后的参考轨迹进行跟踪,以实现挠性航天器快速姿态机动任务。数值仿真结果表明,与传统PD姿态控制方法相比,所提出的基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制方法可将残余弹性振动幅值和姿态控制偏差降低两个数量级,验证了该方法的有效性。     

Optimal control of stretching process of solar arrays on spacecraft using wavelet expansion method

The optimal attitude control problem of spacecraft during its solar arrays stretching process is discussed in the present paper. By using the theory of wavelet analysis in control algorithm, the discrete orthonormal wavelet function is introduced into the optimal control problem, the method of wavelet expansion is substituted for the classical Fourier basic function. An optimal control algorithm based on wavelet analysis is proposed. The effectiveness of the wavelet expansion approach is shown by numerical simulation. This work is supported by the National Natural Science Foundation of China.     

Optimal control of stretching process of flexible solar arrays on spacecraft based on a hybrid optimization strategy

The optimal control of multibody spacecraft during the stretching process of solar arrays is investigated,and a hybrid optimization strategy based on Gauss pseudospectral method(GPM) and direct shooting method(DSM) is presented. First, the elastic deformation of flexible solar arrays was described approximately by the assumed mode method, and a dynamic model was established by the second Lagrangian equation. Then, the nonholonomic motion planning problem is transformed into a nonlinear programming problem by using GPM. By giving fewer LG points, initial values of the state variables and control variables were obtained. A serial optimization framework was adopted to obtain the approximate optimal solution from a feasible solution. Finally, the control variables were discretized at LG points, and the precise optimal control inputs were obtained by DSM. The optimal trajectory of the system can be obtained through numerical integration. Through numerical simulation, the stretching process of solar arrays is stable with no detours, and the control inputs match the various constraints of actual conditions.The results indicate that the method is effective with good robustness.     

Optimal reorientation of underactuated spacecraft using genetic algorithm with wavelet approximation

The optimal attitude control of an underactuated spacecraft is investigated in this paper. The flywheels of the spacecraft can somehow only provide control inputs in two independent directions. The dynamic equations are formulated for the spacecraft under a nonholonomic constraint resulting from the constant time-rate of the total angular momentum of the system. The reorientation of such underactuated spacecraft is transformed into an optimal control problem. A genetic algorithm is proposed to derive the control laws of the two flywheels angle velocity inputs. The control laws are approximated by the discrete orthogonal wavelets. The numerical simulations indicate that the genetic algorithm with the wavelet approximation is an effective approach to deal with the optimal reorientation of underactuated spacecraft.     

自由下落猫姿态最优控制的混合优化策略

研究猫自由下落时的转体运动对探索宇航员在太空失重状态下的空间运动规律具有重要的参考价值.针对猫自由下落时四肢先着地现象的姿态最优控制问题,提出一种由Gauss伪谱法求解可行解与直接打靶法求解最优精确解相结合的混合优化策略.首先,根据猫在自由下落过程中的角动量守恒原理,推导出简化后的两对称刚体系统的非完整姿态运动方程;然后基于Gauss伪谱法将此无漂移系统的姿态非完整运动规划问题离散为非线性规划问题,并在不考虑实际性能指标函数的条件下利用序列二次规划算法求解此非线性规划问题在较少节点时对应的控制变量可行解,再通过三次样条插值获取较多节点时的控制变量值;最后基于直接打靶法将插值得到的控制值作为序列二次规划算法的初始猜测值,从而求解得到最优的控制输入,再代入系统姿态运动方程,通过数值积分得到落体猫的转体姿态运动曲线.通过数值仿真,求解得到的姿态运动曲线是光滑的,能以较高的精度到达预定的目标姿态;最优控制输入也能满足预先设计的零边界控制要求以及最大控制要求;结果表明了此混合优化策略具有较强的鲁棒性和有效性.     

Use of the energy integral in optimal control of the spacecraft spatial attitude

In this paper, we study the problem of spacecraft optimal rotation into the position with given attitude. The rotation takes a fixed time. The control program is optimized by minimizing the energy integral. We present the analytic solution of this problem and obtain formalized equations and computational expressions for constructing the optimal rotation program. We also present an example and the results of mathematical simulation of the spacecraft motion dynamics under optimal control, which demonstrate the practical realizability of our method for the spacecraft spatial attitude control.