基于Lyapunov方法的非合作目标接近与视线跟踪

研究了接近和跟踪同时存在姿态翻滚和轨道机动的非合作目标轨道姿态6-DOF联合控制问题。综合视线坐标系下相对运动动力学模型和追踪航天器姿态动力学模型,建立姿轨联合动力学模型。由于系统模型存在很强的非线性,所以对系统模型先进行预处理,将其转化成利于控制器设计的形式,采用Lyapunov最小-最大方法对同时存在姿态翻滚和轨道机动的非合作目标设计了自主接近和随动跟踪控制律。通过仿真验证了模型和控制方法的有效性。     

在轨服务航天器对失控目标的姿态同步控制

研究在轨服务航天器逼近与捕获失控目标过程中姿态同步的控制问题,设计了一种基于姿态四元数的姿态跟踪控制算法.通过建立服务航天器相对失控目标的姿态运动学与动力学,将服务航天器跟踪失控目标航天器姿态的控制问题转化为相对姿态的控制问题.考虑未知干扰和控制力矩受限的因素,并以相对姿态四元数的二阶形式描述相对姿态动力学,利用反馈线性化原理和自适应算法的思想,设计姿态同步的非线性反馈控制律.数学仿真的结果表明,设计的控制算法是有效的,具有较好的跟踪性能.     

非合作航天器相对姿态确定算法及地面试验

针对具有矩形结构的非合作航天器,采用坐标转换矩阵的姿态描述方法,推导了简单通用的单目视觉相对姿态确定算法．为验证相对姿态确定算法,基于MATLAB设计图像采集处理系统,采用STK设计目标模拟器,进而搭建了地面试验系统,并开展了非合作航天器轨道面内和轨道面外绕飞试验．试验结果表明相对姿态确定算法能够准确地获得非合作航天器的相对姿态变化．     

组合体航天器的姿态无模型自适应控制

为解决转动惯量参数未知组合体航天器的姿态精确控制问题,基于无模型自适应控制方法设计了一种不依赖于航天器精确动力学模型的组合体航天器姿态无模型自适应控制算法.首先,基于单输入单输出离散时间系统的数据驱动控制方法推导得出无模型自适应控制方程;然后,将无模型自适应控制方法拓展到组合体航天器姿态控制中,设计应用于组合体航天器姿态控制的无模型控制器;此外,为了缩短控制收敛时间,结合组合体航天器动力学特性,对姿态无模型控制器的控制过程进行优化设计;最后,以在轨服务航天器目标抓捕后的操作为研究背景进行组合体航天器的无模型自适应控制算法和无模型控制过程优化算法的数学仿真,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:所设计的组合体航天器无模型自适应算法有效,能够实现惯性参数未知的组合体航天器的姿态精确控制;且通过无模型控制过程优化设计,可以实现组合体航天器姿态控制过程的快速收敛;同时,该算法具有较高的控制精度.     

基于对偶四元数的航天器单目视觉导航算法

为了估计两航天器的相对姿态与轨道运动,利用对偶数推导并给出了航天器相对动力学方程,该方程一体化描述了航天器的相对运动,考虑了姿态与轨道之间的耦合影响.在对偶代数框架内,基于目标航天器的特征线在视觉相机平面的投影建立了导航算法的测量模型.最后通过对系统动力学模型以及测量模型的线性化,应用EKF滤波算法对航天器的相对运动状态进行了估计.仿真结果表明,本文的算法能对航天器相对运动进行较高精度的估计,且收敛速度较快.     

刚体航天器有限时间输出反馈姿态跟踪控制

为提高航天器系统飞行可靠性,研究角速度信息不可测量的刚体航天器有限时间姿态跟踪控制,将姿态导数信息作为未知状态,设计基于改进自适应超螺旋滑模的状态观测器,避免未知状态导数上界需要已知的约束,将姿态运动方程进行扩维,在有限时间内实现对未知角速度估计.同时考虑环境干扰和模型不确定,设计新的有限时间干扰观测器,结合连续自适应方法实现对系统综合不确定上界的估计.在此基础上,基于终端滑模技术,设计有限时间连续姿态跟踪控制器,较好地减小了控制输入抖振,并采用Lyapunov理论证明了观测器和控制器的有限时间稳定性.最后仿真结果说明了所提方法的有效性.     

中继卫星对目标的跟踪规律研究

分别导出跟踪与数据中继卫星对中（低）轨道航天器以及地面站的跟踪规律。利用该规律可确定中继卫星大型机动天线相对于轨道坐标系的期望跟踪角和跟踪角速度,进而可用于卫星系统的跟踪和指向控制律设计。最后给出数值算例以验证导出规律的正确性。     

新目标构型下单帧图像相对状态测量方法

提出了一种新目标特征构型下基于单帧图像的航天器间相对位置和相对姿态测量方法。该方法利用具有对称结构的目标特征点在物体坐标系中的空间坐标以及它们在像平面坐标系中的图像坐标,根据透视成像理论,解算出目标航天器与图像传感器的相对状态。所设计的目标特征靶适应性强,不仅能保证图像传感器视野内有足够的特征点,而且还可作为基于线特征的算法的目标特征。试验结果表明:在近距离范围内,新目标特征构型下的算法,具有较高的测量精度。该测量方法可直接用于航天器编队飞行以及航天器交会对接过程中的相对姿态的自主测量。     

基于螺旋理论的航天器相对运动建模与控制

应用螺旋理论对航天器相对轨道与姿态运动进行了研究。针对航天器相对运动过程中存在的姿态轨道耦合问题:基于刚体假设,推导建立了基于螺旋对偶式的航天器姿轨耦合相对运动模型;分析给出了航天器相对运动过程中姿态轨道的耦合效应;针对所建模型的强耦合、非线性特性,在控制律设计时采用了非线性前馈控制,最后进行了数值仿真,结果表明了该模型和控制律的有效性,可为工程应用提供参考。     

航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒参数化设计

提出了一种在缺少绝对轨道信息时航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒参数化设计方法.利用带有时变参数的Lawden方程描述椭圆轨道下追踪航天器与目标航天器的相对运动关系.在假设时变参数无法获得的情况下,将方程中的时变参数单独归类建立椭圆交会的不确定模型,然后基于鲁棒参数化方法,采用特征结构配置和模型参考跟踪理论设计航天器椭圆轨道...     

Dynamics of tether-tugging reorbiting with net capture

To control the growth of space debris in the geostationary earth orbit(GEO), a novel solution of net capture and tether-tugging reorbiting is proposed. After capture, the tug(i.e., active spacecraft), tether, net, and target(i.e., GEO debris) constitute a rigid-flexible coupled tethered combination system(TCS), and subsequently the system is transported to the graveyard orbit by a thruster equipped on the tug. This paper attempts to study the dynamics of tether-tugging reorbiting after net capture. The net is equivalent to four flexible bridles, and the tug and target are viewed as rigid bodies. A sophisticated mathematical model is developed, taking into account the system orbital motion, relative motion of two spacecraft and spacecraft attitude motion. Given the complexity of the model, the numerical method is adopted to study the system dynamics characteristics. Particular attention is given to the investigation of the possible risks such as tether slack, spacecraft collision, tether rupture, tether-tug intertwist and destabilizing of the tug's attitude. The influence of the initial conditions and the magnitudes of the thrust are studied.     

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。     

Randomization-based algorithms for servicing spacecraft motion planning on elliptical orbit

Randomization-based motion planning algorithms are presented to solve problems of servicing spacecraft maneuvering in proximity to servicing targets on an elliptical orbit.The feasible trajectories of position and attitude for spacecraft are obtained by these algorithms under a variety of constraints.The state transition matrix is applied to computation of relative motion on elliptical orbits without performing numerical integration.The pseudo body coordinate system is built for identifying the planners on three coordinate axes with different functions.Finally,motion planning algorithm for translation and attitude taking account of the dependent variable (i.e.time) is used to obtain feasible trajectories.As the simulation examples indicate,the effectiveness of these methods is verified for relative motion while getting close to large structures,and the paper concludes with a detailed analysis of the results.     

改进Twisting算法的相对位姿耦合控制

为实现对非合作目标航天器进行在轨服务,将Twisting算法与线性补偿项相结合,设计相对位置与姿态耦合的二阶滑模控制器.以航天器对接端口间耦合相对运动模型为基础,设计两种滑模平面的改进Twisting控制器.选取严格李雅普诺夫函数,证明所设计的改进Twisting控制器对有界干扰具有有限时间收敛的特性,并估计出收敛时间的上界.设计数学仿真,将其与标准Twisting算法进行对比,验证所设计的二阶滑模控制器对模型不确定性及有界干扰具有较强的鲁棒性,并能够有效抑制执行机构的震颤.     

非合作目标在轨服务最终接近段视觉导航算法

为解决在轨服务最终接近段传统单目视觉相对导航方法受相机视场限制以及非合作航天器无法设置人工靶标的问题,提出了以非合作航天器太阳帆板三角形支架的部分结构为测量目标的视觉相对导航算法.首先,设计了"自拍杆"相机安装结构和相机实时标定方案,给出了视觉相机安装角的计算方法;然后,基于逆投影原理构建满足三角形支架实际空间几何构型约束的优化模型,采用蚁群搜索算法求解特征点的景深,并应用绝对定位方法估计航天器之间的相对位置和姿态;最后,以非合作航天器在轨服务最终2 m~0 m的接近段为背景进行数学仿真,在相对距离小于1 m时,航天器之间的相对位置和相对姿态确定精度分别优于3 mm和0.2°,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:该相对导航方案可行,导航算法具有较高的精度,且相对导航的精度随着航天器之间的相对距离的逐渐减少而逐渐提高;同时,该算法对投影点测量误差具有较好的鲁棒性,在投影点测量误差较大时仍具有较高的精度.     

考虑性能约束的航天器近距离悬停控制

本文主要研究了考虑预设性能的航天器交会对接中的近距离悬停控制问题.针对追踪航天器近距离悬停控制问题,首先基于追踪航天器的姿轨耦合模型设计了线性滑模控制器实现了近距离悬停任务.在此基础上,为对系统收敛过程中系统状态的暂态性能进行约束,设计了基于预设性能的滑模控制器.同时,为减少系统状态的收敛时间,针对预设性能中的性能函数,采用了一种有限时间收敛的性能函数代替传统的性能函数,并改进了滑模控制器的结构.最后通过仿真进行验证,并对比三种控制策略,结果表明所设计的航天器交会对接预设性能滑模控制律具有理想的控制性能.     

Optimal impulsive ellipse-to-circle coplanar rendezvous

The problem of ellipse-to-circle coplanar rendezvous with chaser spacecraft in low eccentricity was investigated in this paper. With reference frame established in the centroid of the target spacecraft, the process of ellipse-to-circle coplanar rendezvous was described by the relative equations based on cylindrical reference frame, and then the solutions and distributions of optimal rendezvous models of a kind of close ellipse-to-circle coplanar rendezvous were provided. The simulation results showed that the guidance law based on the optimal rendezvous model in this research has good performance, and that the distributions of optimal rendezvous models of ellipse-to-circle coplanar rendezvous with the chaser spacecraft in low eccentricity are similar, albeit with slight difference, to those of rendezvous between close circular orbits. The work in this paper is a useful extension to Prussing’s optimal rendezvous theory between close circular orbits. Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 90305024)