多星近距离绕飞观测任务姿轨耦合控制研究

针对多星近距离绕飞观测任务,建立了相对姿态轨道动力学模型,分别考虑了在椭圆、空间圆绕飞轨道上观测卫星的两种期望三角形编队构型,以观测卫星视线始终指向目标为期望姿态,采用基于四元数和角速度误差反馈的比例 微分控制律以及一种改进的基于人工势场法的制导方法相结合,对相对姿态及轨道进行控制。仿真结果表明：在控制律的作用下,绕飞过程中各观测卫星均能够有效地跟踪期望相对姿态和期望相对轨道;在空间圆绕飞轨道构型中,各观测卫星从初始同一位置出发后,在任意时刻3颗观测卫星构成的编队构型始终为正三角形,且正三角形的边长从零逐渐增大,最终等于期望正三角形构型的边长。     

定常基线卫星编队构形设计

采用动力学法研究了卫星编队的相对运动特性,根据星间相对基线的定义,仔细推导了星间相对基线与卫星编队构形参数之间的关系,并根据此关系定义了一种可以较好地反映星间相对基线运动稳定性的指标,即稳定度.在一个轨道周期内,分析了三种特殊卫星编队的最大水平基线和最大垂直基线在相同稳定度下的稳定时间.结果表明,这三种编队构形不能满足水平基线和垂直基线同时定常的要求.由此出发,重点研究了可以使星间相对基线定常的条件,并得出了相应的结论.水平基线定常的充要条件为三个约束关系式,垂直基线定常的充要条件为两个约束关系式.由此条件同时可知,两星编队无法满足水平基线和垂直基线同时定常的要求,因此,至少需要三星编队才可以达到此要求.最后,按照本文所得结论,设计了一个水平基线和垂直基线同时定常的三星编队.利用成熟软件对设计结果进行了分析,分析结果表明了本设计方法的正确性.      

星间测距对小卫星编队相对轨道状态的修正

相对轨道状态确定是小卫星编队正常工作的基础和重要保障.针对小型化、低成本的星载GPS接收机定轨精度较低的情况,提出一种利用单纯星间测距信息对卫星编队相对轨道进行修正的方法.引入星间测距信息,采用扩展卡尔曼滤波算法提高编队的相对轨道估计精度.通过仿真验证,证实了该方案的有效性.     

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.      

基于θ-D方法的在轨操作相对姿轨耦合控制

针对诸如模块更换、燃料加注等在轨操作任务中的相对动力学与控制问题,建立了描述航天器间近距离相对运动的轨道姿态耦合动力学模型,结合轨道摄动和姿态干扰力矩分析了耦合项对模型的影响。考虑到基于状态相关系数形式模型的非线性和时变性,采用θ-D次优控制算法设计了相对姿轨耦合控制器。以在轨加注任务最终逼近段为背景,针对目标航天器失控旋转的情况进行了数值仿真,仿真结果表明了θ-D控制算法能够实现对相对轨道和姿态的同步控制,简化对控制器的求解并具有较高的控制精度。     

对异面椭圆轨道目标航天器的长期绕飞轨迹设计与控制

研究了绕飞卫星对异面椭圆轨道目标航天器进行长时间绕飞观测的轨道设计与控制问题。首先建立了适用于目标航天器运行在椭圆轨道上的长期绕飞轨迹设计模型;得到了绕飞轨迹以目标航天器为中心且保持封闭的条件。然后,考虑绕飞轨迹安全性和完成任务的相对距离需求,针对具体目标设计了长期绕飞观测轨道。绕飞过程中存在的摄动和误差影响会使绕飞轨迹不能保持封闭,不满足任务需求,为此采用双脉冲方法对绕飞轨迹进行控制。仿真结果表明,对运行在异面椭圆轨道上的目标航天器,所建立的绕飞轨迹设计模型和轨迹控制方法可以用于长期绕飞轨迹设计与控制中。     

基于航天器姿轨耦合模型的非线性前馈控制

对于航天器编队飞行和交会对接来说,精确的相对轨道和姿态模型尤其重要,而单独考虑相对轨道模型无法满足其高精度要求,因此从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRPs)表示的姿态运动学方程出发,建立了六自由度的相对动力学方程。在模型建立过程中考虑了耦合和非线性因素,保证了模型的精度。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性前馈控制律,并通过李雅普诺夫直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真算例验证了建立模型和控制律的有效性。     

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.     

联合CDGPS技术和星间相对测量进行编队星座状态确定

以空间圆3星编队星座为对象，建立了联合GPS载波相位差分(Carrier phase Differential GPS，CDGPS)和星间相对测量进行编队星座状态确定的数学模型；利用高精度的星间相对测量信息给星间公里级基线提供厘米级约束，极大地缩小了星间单差模糊度的搜索空间，进而在卫星无需机动的情况下采用Bayes最小二乘法快速解算出星间GPS载波相位单差整周模糊度；最后数学仿真证明了方法的有效性，结果表明卫星间相对位詈确定精度达10^-2m．卫星姿态确定精度达10^-3rad．     

径向共线多星库仑编队飞行构型保持研究

本文研究了多星库仑卫星编队在地球同步轨道处径向轨道动力学与控制问题.首先建立了N颗卫星在同步轨道点处的动力学模型,然后以只在库仑力作用下的四颗卫星编队为例,对共线四星编队模型进行线性化处理.针对其动力学模型设计了LQR控制器.考虑到建模误差,利用误差最大有界范围的二范数设计了改进型的LQR控制律,针对变量引入积分项对扰动误差进行补偿以提高控制精度.数值仿真结果表明,所建立的多星编队动力学模型是正确的,引入积分项的控制减少了编队构型稳定所需时间,且有效维持了编队构型.     

全方向长期伴飞卫星集群轨道设计与仿真

主要研究在J2摄动的影响下，在中心卫星周围全方向上部署长期相对有界伴飞卫星的轨道设计方法。首先，利用J2不变的条件，由已知中心卫星轨道根数建立伴飞卫星的半长轴、偏心率及轨道倾角之间关系。然后，通过对伴飞卫星和中心卫星之间初始相对位置及轨道根数之间关系的分析，得到伴飞卫星的全部初始轨道根数，使其能够部署到中心卫星周围的任意方向上，从而能实现卫星集群在中心卫星的周围全方向长期有界伴飞。最后，通过轨道仿真验证了该方法的有效性。     

太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构.     

Integrated orbit and attitude hardware-in-the-loop simulations for autonomous satellite formation flying

Development and experiment of an integrated orbit and attitude hardware-in-the-loop (HIL) simulator for autonomous satellite formation flying are presented. The integrated simulator system consists of an orbit HIL simulator for orbit determination and control, and an attitude HIL simulator for attitude determination and control. The integrated simulator involves four processes (orbit determination, orbit control, attitude determination, and attitude control), which interact with each other in the same way as actual flight processes do. Orbit determination is conducted by a relative navigation algorithm using double-difference GPS measurements based on the extended Kalman filter (EKF). Orbit control is performed by a state-dependent Riccati equation (SDRE) technique that is utilized as a nonlinear controller for the formation control problem. Attitude is determined from an attitude heading reference system (AHRS) sensor, and a proportional-derivative (PD) feedback controller is used to control the attitude HIL simulator using three momentum wheel assemblies. Integrated orbit and attitude simulations are performed for a formation reconfiguration scenario. By performing the four processes adequately, the desired formation reconfiguration from a baseline of 500–1000 m was achieved with meter-level position error and millimeter-level relative position navigation. This HIL simulation demonstrates the performance of the integrated HIL simulator and the feasibility of the applied algorithms in a real-time environment. Furthermore, the integrated HIL simulator system developed in the current study can be used as a ground-based testing environment to reproduce possible actual satellite formation operations.     

对失效卫星特征点的自适应位姿跟踪控制

为满足对失效卫星上某个特征点位置悬停的同时使追踪星上敏感器指向该特征点,展开了对失效卫星特征点与追踪星间相对动力学建模与控制的研究。在追踪星本体坐标系下建立了六自由度相对位姿动力学模型,并结合失效卫星上特征点的运动规律,给出追踪星的期望跟踪位置和期望跟踪姿态。考虑到追踪星质量、转动惯量、系统所受扰动力、扰动力矩及失效卫星转动惯量的不确定性,设计了复合自适应位姿跟踪控制律,并通过Lyapunov法证明了闭环系统稳定性。对输出受限情况,采取设计控制参数调节过程及输出限幅措施。在仿真条件下,系统在自适应控制律下能够以位置误差约1cm、姿态误差约0.01°完成位姿跟踪任务;增大不确定参数偏差后,位置跟踪误差增至约7cm,姿态误差增至约0.1°;对控制参数进行调节后,可在不影响跟踪精度的条件下在指定范围内限制输出幅值,将幅值限制在指定范围内,并减小控制所需冲量的9%和冲量矩的30%。     

挠性卫星轨控期间动力学与姿态控制

卫星轨道控制期间,轨道控制推力会激振挠性太阳帆板,从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性,设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响,验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。     

旋转非合作目标终端逼近的姿轨控制研究

针对旋转非合作目标的终端逼近过程进行研究, 建立了适用于任意偏心率的精 确航天器相对运动和姿态动力学模型, 并对传统的直线型同步自旋逼近策略进行 改进, 设计了用于保障终端逼近安全性的指数衰减型参考轨迹; 推导了基于比例 微分加解耦控制方法的相对轨道和姿态控制律, 通过数值仿真验证了控制器的有效性.      

一种卫星天文自主定轨定姿方法研究

利用安装在卫星上的太阳敏感器和紫外敏感器测量出的卫星—太阳、卫星—地球和卫星一月球方向矢量，并利用雷达测高仪测出的地心距作为观测量，提出采用广义卡尔曼滤波方法实时地确定卫星绕地球飞行的轨道，同时确定出卫星的对地姿态．对自主定轨进行了数学仿真，分析比较了采样周期、轨道倾角、轨道偏心率和轨道高度等因素对定轨精度的影响．总结了其变化规律，该方法可用于提高卫星自主定轨精度．