柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

对基于控制叶片的太阳帆航天器,推导考虑弹性振动的太阳帆姿态动力学方程和振动方程,利用非约束模态的概念给出了太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合超地球同步转移轨道太阳帆航天器偏航轴对地定向问题,设计了太阳帆俯仰轴的考虑Bang-Bang控制策略的PD控制器,数值仿真结果表明,所设计的基于控制叶片的控制器可以较快、较精确...     

采用滑块和RSB的太阳帆姿态控制

本文研究以滑块和滚转轴稳定条RSB(Roll Stabilizer Bars)作为执行机构的太阳帆航天器的姿态控制,分析了姿态控制机构的物理模型,利用欧拉方程建立了太阳帆的姿态动力学模型.针对此类模型,设计了太阳帆航天器三轴姿态控制系统,通过数值仿真研究了三轴姿态控制的短期响应特性.最后以中科院空间中心提出的SPORT...     

基于欧拉四元数的欠驱动航天器姿态稳定性滑模控制

针对欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制设计问题,给出了欠驱动航天器的姿态动力学方程和基于四元数描述的姿态运动学方程。根据航天器欠驱动轴的角速度分量是否为零分别设计相应的姿态稳定控制律。欠驱动轴角速度分量不为零时引进角速度误差和滑模函数,提出基于滑模函数的反馈控制律,使欠驱动航天器姿态达到稳定状态。数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性。     

采用帆板-滑块执行结构的太阳帆姿态控制

为实现太阳帆三轴姿态控制,采用一种新型的帆板-滑块执行机构进行姿态控制.基于滑模控制理论提出一种强鲁棒的姿态控制器,以抑制执行机构工作过程中航天器转动惯量变化对姿态控制的影响.此外,引入自适应律,提出一种自适应抗扰控制律,以抑制光压力矩和引力梯度力矩对姿态的干扰作用.最后,基于执行机构的动力学特性设计了操纵律,解算出帆板转动角度和滑块滑动位移,提供给控制器所需控制力矩.仿真结果表明:采用所提控制律和执行机构操纵律可使太阳帆姿态较快地机动至期望位置,并较好地抑制了转动惯量变化、光压力矩干扰和引力梯度力矩干扰带来的影响,同时使控制力矩、帆板角度和滑块位移均保持在适当的幅值范围内.所提控制策略有效地实现了太阳帆三轴姿态控制.     

基于中心流形理论的欠驱动航天器姿态控制

考虑一类欠驱动航天器的执行机构为喷气推力器,根据航天器姿态动力学理论,建立欠驱动航天器姿态动力学方程。对于仅有两个反作用飞轮的零动量姿态控制系统设计了不连续的状态反馈控制器。基于给出的欠驱动航天器姿态动力学方程,设计控制律,利用中心流形方法判别驱动航天器系统在临界情形下的稳定性,得出欠驱动航天器姿态达到稳定状态的稳定性控制参数条件。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

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.     

采用虚拟引力场的太阳帆/电推进混合推力机动轨道设计

针对连续小推力轨道设计问题,提出了一种采用虚拟引力场的太阳帆-电推进混合小推力轨道设计与优化方法。首先,给出了虚拟引力场的定义,以及太阳帆/电推进混合推力模型;然后建立了基于混合推进方法设计连续小推力机动轨道设计模型;并推导了该动力学模型的解析解;其次采用四阶龙格库塔数值方法分析了该解析解的精度,提出了误差因子参数的概念,采用误差因子参数约束来保证解析解精度。最后,以地球-火星转移轨道设计的算例,求解了采用太阳帆/电推进混合推进方式实现航天器轨道机动,并将其结果与单独电推力方法进行了对比。仿真结果表明,该方法能够大大减小燃料消耗以及轨道转移任务时间;与混合连续推力间接优化方法相比,该解析方法能够很大程度上减少计算时间。     

柔性航天器大角度姿态机动的变论域分形控制

针对具有开环树状拓扑结构的柔性多体航天器,基于真一伪坐标形式的拉格朗日方程,建立柔性多体航天器的动力学模型,充分考虑了柔性航天器的时变与不确定性的动力学特征,设计了改进的变论域分形模糊控制器,并对该系统进行了仿真验证．仿真结果表明,该方案回避了实时计算收缩因子所导致的论域范围实时收缩的缺点,实现了对柔性多体航天器大角度...     

应用配点法的太阳帆CRTBP周期轨道设计

针对太阳帆航天器在圆形限制性三体问题(CRTBP)中人工拉格朗日点附近周期轨道的设计问题,首先分析了CRTBP中太阳帆人工拉格朗日点的存在条件和分布,然后针对大多数人工拉格朗日点附近周期轨道信息难以获取的特点,采用高阶全局配点法将原非线性方程求解问题转化为非线性规划问题,并最终得到周期轨道的近似解.运算结果表明通过该方法可以得到三维空间中人工拉格朗日点附近周期轨道,且对初始猜测值依赖程度不高,为太阳帆在高精度模型中的周期轨道设计奠定了基础.     

欠驱动航天器姿态调节滑模控制

针对欠驱动航天器的姿态调节问题,设计了基于滑模变结构控制方法的控制器．给出基于四元数的三轴稳定欠驱动航天器动力学模型和运动学模型,在此基础上首先利用广义逆和二阶滑模趋近律设计了航天器欠驱动轴的姿态调节控制律,给出了欠驱动轴控制器所具有的一般形式,分析了控制器的可实现性,并引入微小摄动量以保证控制器解的存在,在保证欠驱动轴稳定的情况下,又设计了一阶滑模趋近律控制器实现可控轴的调节,最后证明了该控制方法在干扰作用下是有界稳定的,并进行了数值仿真,验证了所推导控制律对欠驱动航天器姿态调节控制的有效性．