在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

基于对偶四元数的航天器相对位置和姿态耦合控制

针对交会对接、在轨服务等航天任务中存在的轨道和姿态动力学耦合问题,突破传统的轨道姿态分而治之模式,利用对偶四元数建立了相对位置和姿态的一体化耦合动力学模型,并分析了模型中存在的轨道和姿态耦合影响.针对此强耦合、非线性系统,基于对偶四元数的李群结构设计了误差PD（Proportional Derivative,比例微分）控制律,采用Lyapunov（李雅普诺夫）方法分析了控制系统的稳定性,并指出其相比传统的轨道和姿态分别控制方法更有优势.仿真结果表明,该控制方法能够一体化控制航天器的相对位置和姿态,相对位置控制精度在0.01m以内,相对姿态控制精度在0.05°以内,这表明所设计的控制器有效可行.     

对失控航天器在轨服务的自适应滑模控制器设计

为实现对自由翻滚的失控目标航天器进行在轨服务,基于二阶滑模控制算法设计了相对位置与姿态耦合的自适应控制器。考虑相对转动对相对平动的耦合作用,建立了两航天器对接端口间相对位置与姿态耦合的动力学模型,并在此基础上设计了自适应Super twisting控制器,以减弱已知界限的有界干扰所产生的震颤效应,使闭环系统在有限时间内收敛到平衡点。利用李雅普诺夫方法证明了有界干扰下的闭环系统稳定性,并对收敛时间的上界进行了估计。仿真结果表明,与Super twisting算法相比,所设计的自适应二阶滑模控制器对参数不确定性及线性增长有界干扰具有较强的鲁棒性,且控制精度满足在轨服务的任务需求。     

基于对偶数的航天器多特征融合相对导航算法

针对基于视觉的航天器相对导航问题,利用对偶数推导并给出了航天器相对耦合动力学方程,该方程一体化描述了追踪航天器相对于目标航天器的姿态运动和轨道运动,且考虑了由非质心点引起的相对姿态与相对轨道之间的耦合影响。在对偶代数的框架内,统一描述了目标航天器上的特征点和特征线,并基于特征点、线在像平面的投影建立了多特征融合的单目视觉测量模型。最后通过对系统状态方程以及测量方程的线性化,应用迭代扩展卡尔曼滤波(IEKF)算法对非质心点的相对运动状态进行了估计。仿真结果表明,本文的算法能够对航天器非质心点的相对运动状态进行较高精度的估计。     

共位衍射电磁航天器成像过程中的小推力控制

为了满足衍射成像系统在解决低轨遥感航天器覆盖范围小、目标重访周期长等问题的同时,而引入对航天器相对位置、姿态控制的需求。针对共位衍射航天器相对位置、姿态控制过程中传统推力器带来的羽流污染问题,采用电磁推力器和飞轮作为执行器,设计一种基于快速非奇异滑模的轨道控制器和基于PID的姿态控制器。所设计的快速非奇异滑模轨道控制器为共位衍射航天器频繁位置调整提供控制保障,基于PID的姿态控制器能够消除由电磁力耦合产生的电磁干扰力矩。研究结果表明：基于相对轨道动力学方程设计的快速非奇异滑模控制律鲁棒性好、收敛速度快,能够达到两颗共位衍射电磁航天器沿Z轴保持在10m相对距离的控制效果。在轨道调整过程中,其姿态能够通过PID算法稳定控制到期望姿态,使衍射成像结构一直保持不变,从而有效完成衍射成像任务。     

太阳帆航天器动力学建模与求解

 太阳帆航天器动力学建模与求解是姿态控制与结构振动抑制的基础,具有重要的理论与工程意义。针对带有控制杆和控制叶片的太阳帆航天器,进行结构的合理简化。应用矢量力学基本原理,推导出考虑弹性振动的太阳帆航天器姿态动力学方程,再对其进行简化,分别得到基于控制叶片和控制杆的两类太阳帆航天器的姿态动力学方程,联立太阳帆支撑杆振动方程,结合非约束模态的定义对运行于超地球同步转移轨道的太阳帆航天器动力学方程进行了求解及分析,结果表明所建立的太阳帆动力学模型可准确地描述柔性太阳帆航天器的动力学特性。     

充液航天器姿态控制研究进展

首先介绍了充液航天器刚-液耦合动力学建模的研究现状,以及目前被广泛使用的等效晃动力学模型的建模方法;其次针对不同执行器的选取,总结分析了基于李亚普诺夫稳定性原理、滑模控制、自适应反馈控制等充液航天器抑制液体燃料晃动、控制姿态的方案;最后,对目前国内充液航天器姿态控制问题进行了总结,并展望了充液航天器未来的研究方向.     

捕获非合作目标后航天器的自主稳定技术研究

捕获非合作目标后航天器质量特性发生突变,这大大地增加了系统的不确定性,控制不当容易导致失稳.为避免控制过程中航天器出现较大系统干扰问题,提出了先识别捕获后的系统质量特性,而后合理摆放非合作目标的自主稳定策略.首先,对航天器捕获过程和自主稳定策略进行了描述;其次,依据动量矩定理建立了非合作目标与航天器组合系统的数学模型,推导了非合作目标位置与质量特性之间的关系;然后,基于航天器数学模型和姿态测量信息,采用非线性规划方法对质量特性进行了辨识;最后,利用滑模变结构理论设计了非合作目标的控制回路,采用Lyapunov理论对系统的稳定性进行了分析.仿真结果表明:本文提出的自主配平策略响应快、精度高,适合在轨服务.     

挠性多体航天器姿态动力学建模与分析

针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器．利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算．分析了星体与天线运动的耦合特性．以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响．验证了数学模型的正确性。     

太阳帆航天器被动姿态控制研究

针对由有效载荷、太阳帆和4个控制叶片所组成的太阳帆航天器系统,从物理模型出发,利用欧拉方程建立了姿态动力学模型,并通过数值仿真对太阳帆航天器基于控制叶片的对日定向性能进行了研究。研究结果表明,在行星际飞行中太阳帆航天器可以通过使控制叶片保持偏置来保持姿态稳定。     

Super twisting controller for on-orbit servicing to non-cooperative target

A relative position and attitude coupled controller is proposed for rendezvous and docking between two docking ports located in different spacecraft. It is concerned with servicing to a tumbling non-cooperative target spacecraft in arbitrary orbit subjected to external disturbances.By considering both kinematic and dynamical coupled effects of relative rotation on relative translation, a coupled dynamic model is established to represent the relative motion of docking port on target spacecraft with respect to another on the service spacecraft. The spacecraft control is based on the second order sliding mode algorithm of super twisting(ST). It is schemed to manipulate the relative position and attitude synchronously. A formal proof of the finite time convergence property of the closed-loop system is derived theoretically by the second method of Lyapunov. Numerical simulations with the designed ST controller are presented to validate the analytic analysis by contrast with the twisting control algorithm. Simulation results demonstrate that the proposed relative position and attitude integrated controller is characterized by high precision, strong robustness and high reliability.     

双视线测量相对导航方法误差分析与编队设计

空间非合作目标的相对导航是在轨维护和近距离监视任务中的关键技术,目前的研究表明仅有视线测量条件下中距离相对导航沿距离方向的观测度较差,而基于双视线测量的相对导航方法可以有效解决该问题。为此,研究了两个追踪航天器所组成的编队,在双视线测量条件下进行自主相对导航的方法。首先,详细地介绍了双视线测量相对导航方案的构成以及具体的导航算法;其次,根据两个追踪航天器与目标航天器的几何构型,推导双视线测量方法中的误差传递规律,并分析其中的影响因素;然后,对两个追踪航天器的编队构型进行设计,并分析编队构型对该方法导航性能的影响;最后,通过数值仿真对上述相关的结论进行验证。     

考虑输入饱和的航天器相对运动鲁棒自适应控制

 研究了在输入饱和约束条件下的航天器相对运动的姿态和轨道一体化控制问题。首先,基于单位对偶四元数给出了航天器6自由度相对运动的数学模型,利用误差对偶四元数来描述航天器的相对姿态和相对位置。接着,针对输入饱和问题,提出了一种对航天器模型参数不确定性和外部有界干扰具有较强鲁棒性的自适应控制器,并通过李雅普诺夫方法从理论上严格证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性。最后,通过数值仿真来验证设计方法的有效性和可行性,并且与其他方法进行了比较,结果表明设计的方法能够抑制输入饱和的问题,在性能上具有更快的收敛速度和更强的鲁棒性。     

Dynamic modeling and beating phenomenon analysis of space robots with continuum manipulators

Space robotics has been used extensively in complex space missions. Rigid-manipulator space robots may suffer from rigid-body collisions with targets. This collision is likely to cause damage to the space robot and the target. To overcome such a problem, a novel Continuum-Manipulator Space Robot (CMSR) for performing on-orbit servicing missions is proposed in this paper. Compared with rigid-manipulator space robots, CMSRs are able to perform compliant operations and avoid rigid-body collisions with a target. The CMSR consists of two kinds of flexible components, including solar arrays and continuum manipulators. The elastic vibrations of these flexible components disturb the position and attitude of CMSRs. The beating phenomenon introduced by the energy transfer among these flexible components can cause damage to solar arrays. The complicated dynamic coupling poses enormous challenges in dynamic modeling and vibration analysis. The dynamic model for CMSRs is derived and the mechanism of the beating phenomenon is analyzed in this paper. Simulation results show that an obvious beating phenomenon occurs and the amplitude of the solar arrays increases significantly when the natural frequencies of two kinds of flexible components are close. A method is provided to avoid the beating phenomenon.     

Twistor-based synchronous sliding mode control of spacecraft attitude and position

A synchronous control of relative attitude and position is required in separated ultra-quiet spacecraft, such as drag-free, disturbance-free, and distributed spacecraft. Thus, a twistor-based synchronous sliding mode control is investigated in this paper to solve the control problem of relative attitude and position among separated spacecraft modules. The twistor-based control design and the stability proof are implemented using the Modified Rodrigues Parameter (MRP). To evaluate the effectiveness of the proposed control method, this paper presents a case study of separated spacecraft flying control considering the mass uncertainty and external disturbances. In addition, a simulation study of the Proportional-Derivative (PD) control is also presented for comparison. The results indicate that the twistor-based sliding mode controller can ensure global asymptotic stability. The states converge fast with ultra-precision and ultra-stability in both the attitude and position. Moreover, the proposed twistor-based sliding mode control system is robust to the mass uncertainty and external disturbances.