编队飞行航天器平均轨道根数非线性控制研究

基于非线性动力学模型,研究了环绕编队航天器的相对运动控制问题,介绍了一种基于平均轨道根数的航天器编队飞行非线性闭环控制方法。以航天器在惯性坐标系下位置速度向量误差为输入量,给出了一种全状态反馈控制律,利用Lyapunov方法证明该闭环系统是渐进稳定的;最后利用该方法对一个编队进行控制,仿真结果表明了该控制方法的可行性。     

基于预设性能控制的超紧密航天器编队防避撞协同控制

研究了考虑具有外界干扰和防避撞约束的近地轨道超紧密航天器构型控制问题,将反步控制技术、预设性能控制相结合,提出了一种基于预设性能鲁棒控制的六自由度编队协同鲁棒控制方法。首先,给出了近地轨道完整的编队航天器相对位置和相对姿态非线性动力学方程,并根据状态约束条件转换了相对位置动力学模型。其次,设计了预设性能函数,通过误差转换,建立系统等效误差模型,基于反步法设计了预设性能鲁棒控制器,进一步应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的一致最终有界性。最后在MATLAB/Simulink平台上进行了仿真验证,结果表明了方法的有效性。     

电磁航天器编队悬停鲁棒协同控制方法

针对电磁航天器编队近地轨道悬停问题,提出一种在缺少参考轨道准确信息时的协同控制方法。用TH方程描述航天器间的相对运动,选择与参考轨道同周期的圆轨道为标称轨道。将参考轨道相对于标称圆轨道的偏差、地球非球形引力、大气阻力及其他天体引力等参数单独归类,视其为不确定量,构成不确定系统。通过引入一致性理论,在电磁作用模型和动力学方程均存在不确定性的条件下,针对航天器编队悬停的目标设计了鲁棒协同控制律。考虑能量消耗最优和均衡以及轨道姿态解耦,给出了通过优化进行磁矩配置的方案。仿真结果表明,所设计的鲁棒协同控制律能够实现编队电磁航天器高精度悬停,所给出的磁矩配置方案能够实现磁矩的合理分配。      

电磁航天器编队动力学建模与运动规划方法

基于电磁航天器作用原理,利用拉格朗日方法,建立电磁航天器“绳系”动力学模型.基于偏差线性化动力学模型,以切向、径向编队为例,分析编队构型保持稳定性,设计构型保持控制律;将双星电磁航天器编队(EMFF,Electromagnetic Formation Flight)重构运动规划问题转化为标准优化问题,利用高斯伪谱优化方法进行求解.并提出序列控制策略,将该双星模型扩展应用于多星电磁编队构型重构问题,转化为多阶段运动规划问题利用多阶段优化方法进行求解.仿真结果表明本文的动力学建模方法和控制方法是可行的.      

椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解与应用

在长期的航天器编队飞行中传统的基于线性相对运动模型设计编队保持轨道的方法会引起较多的燃料消耗.首先采用摄动法解析地求得了考虑二阶非线性项时椭圆轨道相对运动模型的周期性条件和周期解;然后以此周期解为参考轨道设计了基于Lyapunov稳定的PD保持控制律.仿真结果表明:基于椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解较基于椭圆轨道线性相对运动模型的周期解,精度明显提高;以前者为参考轨道的保持控制与以后者为参考轨道的保持控制相比,燃耗明显降低.     

电磁航天器编队位置跟踪自适应协同控制

通过引入一致性理论针对电磁航天器编队相对位置协同控制问题设计了自适应协同控制器。分析了电磁航天器编队的基本原理,建立了电磁航天器编队相对运动精确的非线性动力学方程。基于电磁力远场计算模型的不确定性,对相对运动动力学模型进行了修正。在电磁力计算模型不确定和航天器间存在通信时延的条件下,对位置跟踪控制的目标设计了自适应协同控制器。考虑到电磁航天器磁矩产生能力的不同,给出了通过优化进行磁矩分配的方案。通过仿真表明:所设计的自适应协同控制器不仅实现了对期望轨迹的准确跟踪,而且相比人工势函数法,暂态维持编队构型的能力提高了4.9倍,并且所给出的磁矩分配方案实现了磁矩的合理分配。     

日地平动点编队飞行自抗扰轨道维持控制

对日地平动点附近的航天器编队控制问题进行研究,为解决基于局部线性化模型设计轨道保持控制器时存在的控制精度不高、模型精确性过度依赖等问题,提出基于圆型限制性三体问题的日-地/月系统L_2点附近主从式航天器编队飞行的相对位置控制问题的解决方法.将主航天器设定在Halo轨道上,从航天器利用自抗扰控制方法控制在主航天器周围,编队系统内的未知动力学和外部扰动由扩张状态观测器获得,并利用非线性误差反馈对其进行补偿.数值仿真结果显示采用0.1μN到10 m N的控制力即可使航天器相对位置误差控制在位置精度要求范围内,同时在存在未知干扰的情况下该方法依然具有很好的鲁棒性,从而验证优越性.     

圆轨道航天器八面体编队构型轨道动力学分析

提出一个全新的八面体航天器编队构型,该构型体现出当前编队飞行多种轨道构型的特征,同时也适于作为空间演示试验的编队飞行模式。八面体编队构型的设计思路是基于C-W方程,轨道平面内沿航向编队构型可利用轨道动力学自然保持,正上方或正下方编队构型则需要依靠平面内控制来实现,垂直轨道平面的编队构型需要施加法向控制来实现。对基于C-W方程的悬停动力学模型进行了精度分析,最后以低轨道航天器的八面体编队构型为例进行了数学仿真验证。     

基于网络同步的航天器编队飞行姿态控制方法

航天器编队飞行需要协同控制系统进行统一的协调管理,以实现协同工作。文章将网络同步控制理论应用于航天器编队飞行姿态控制,以提高航天器编队飞行姿态控制的协同性。首先,采用修正的罗德里格斯参数描述航天器姿态动力学;然后,基于网络同步控制算法,设计航天器编队飞行的非线性姿态协同控制律;考虑成员航天器间姿态变化的差异,采用混合控制技术,设计航天器编队飞行混合控制策略。仿真结果验证了控制方法和控制律的有效性,并且相比单一反馈机制,混合控制具有更好的控制品质。     

Optimal spacecraft formation establishment and reconfiguration propelled by the geomagnetic Lorentz force

The Lorentz force acting on an electrostatically charged spacecraft as it moves through the planetary magnetic field could be utilized as propellantless electromagnetic propulsion for orbital maneuvering, such as spacecraft formation establishment and formation reconfiguration. By assuming that the Earth’s magnetic field could be modeled as a tilted dipole located at the center of Earth that corotates with Earth, a dynamical model that describes the relative orbital motion of Lorentz spacecraft is developed. Based on the proposed dynamical model, the energy-optimal open-loop trajectories of control inputs, namely, the required specific charges of Lorentz spacecraft, for Lorentz-propelled spacecraft formation establishment or reconfiguration problems with both fixed and free final conditions constraints are derived via Gauss pseudospectral method. The effect of the magnetic dipole tilt angle on the optimal control inputs and the relative transfer trajectories for formation establishment or reconfiguration is also investigated by comparisons with the results derived from a nontilted dipole model. Furthermore, a closed-loop integral sliding mode controller is designed to guarantee the trajectory tracking in the presence of external disturbances and modeling errors. The stability of the closed-loop system is proved by a Lyapunov-based approach. Numerical simulations are presented to verify the validity of the proposed open-loop control methods and demonstrate the performance of the closed-loop controller. Also, the results indicate the dipole tilt angle should be considered when designing control strategies for Lorentz-propelled spacecraft formation establishment or reconfiguration.     

基于非线性干扰观测器的航天器相对姿轨耦合控制

针对带挠性附件的服务航天器在近距离逼近失控目标航天器时的控制问题，考虑由于推进安装偏差导致的姿轨耦合，通过选用相对位置和相对姿态四元数作为状态向量，建立了服务航天器与失控目标航天器的相对位置和姿态动力学方程。考虑服务航天器的挠性附件影响，挠性振动可以视为位置和姿态控制系统微分有界的干扰。基于反馈线性化方法提出了非线性反馈控制律，设计了非线性干扰观测器，用于补偿可建模干扰，并基于所提非线性反馈控制律和非线性干扰观测器设计了复合控制器，其中非线性干扰观测器用于补偿挠性附件产生的干扰。数字仿真及半物理实物闭环验证表明，利用所设计的复合控制器能够有效补偿干扰，同时在对失控目标航天器跟踪时具有很好的鲁棒性。      

一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法

针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题，在目标特征部位本体坐标系，建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略，以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数，考虑规避障碍物情况，结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划，最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化，对转化后的非线性规划问题进行求解，得出最优路径.同时基于轨道和姿态协同的六自由度轨迹跟踪误差模型，设计了全状态反馈轨迹跟踪控制律，在相对运动姿态和轨道模型的基础上，对控制过程进行了闭环仿真验证，结果表明了姿轨耦合轨迹跟踪控制律的有效性和稳定性.     

太阳帆航天器行星际轨道转移优化算法

研究基于遗传算法的太阳帆行星际转移轨道的全局优化问题.通过极小值原理推导了太阳帆全局优化控制律,并以太阳帆飞行时间最短为优化目标函数,运用遗传算法对发射时间、到达时间和协态变量初值进行参数优化设计.为了解决轨道转移这一多约束优化问题,在遗传算法中加入动态罚函数.在此理论基础上作了从地球同步轨道出发到火星同步轨道转移和从地球出发与火星交会两个算例,仿真结果表明了该方法在太阳帆转移轨道全局优化中的有效性.     

星间洛仑兹力编队飞行的平衡点及零速度曲面

提出了一种新的利用星间洛仑兹力控制卫星相对运动的方法:使主星产生自旋磁场,副星带电,通过控制副星所受的星间洛仑兹力进行编队。假设主星产生的人造磁场表现为偶极子并且运动在一条开普勒圆形轨道上,副星恒定带电并在主星附近运动,同时假设星间洛仑兹力只影响副星的运动而不影响主星的运动。推导了副星在主星HCW(当地垂直当地地平坐标系)坐标系下的相对运动动力学方程。针对偶极子与HCW坐标轴X轴重合的情况下,推导了动力系统下的平衡点(并采用稳定性分析方法分析其线性化意义下的稳定性)、积分常数和零速度曲面,证明了有界相对运动的存在。最后用数值仿真验证了上述结论。