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多体卫星地面物理仿真的一致性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
三轴气浮台不能直接用于多体卫星的地面物理仿真实验,这是由于部件转动引起台体 的质心变化,进而产生重力静不平衡力矩,使仿真过程无法进行,因此需要质心补偿系统对 气浮台的重力静不平衡力矩进行补偿。本文通过对多体卫星动力学和气浮台动力学的比较, 分析了在重力场中的地面物理仿真系统与真实卫星的动力学特性的不同点,给出地面物理仿 真系统能完全模拟真实卫星运动的一致性条件,并进行了数学仿真。当转动附件的质心在转 动轴或转动中心上时,气浮台系统可以完全模拟卫星系统的质量特性和力学耦合特性,否则 ,多体气浮台系统和多体卫星系统的动力学耦合特性不完全一致,需要采取一定的方法进行 补偿。
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空间交会对接测量技术的发展 总被引:3,自引:0,他引:3
空阔交会对接是多种航天高技术的集成.涉及到很多高技术领域。从控制观点来说.交会对接涉及到追踪航天器进行最多具有六个自由度的轨道和姿态控制问题。要想成功实现对接.必须精确测量两个航天器之间的相对位置与相对姿态。尤其是在最后逼近段.位置与姿态测量的精确与否将直接影响对接过程的成败。所以.交会对接测量系统就成为—个非常关键的组成部分。从20世纪80年代以来.用于空间交会对接的测量敏感器及测量方法.一直是各国研究的重点。 相似文献
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交会对接航天器推力分配算法研究 总被引:7,自引:1,他引:7
如何将期望控制指令动态地分配到冗余配置的推力器系统成为航天器控制算法设计的关键问题之一.针对推力器冗余配置的航天器控制分配问题进行初步探索性研究,提出了一种基于控制分配技术的推力动态分配新方法.首先建立推力分配问题的数学模型,并运用伪逆与线性规划相结合的二次分步优化方法对问题进行求解,且将其应用于以推力器为执行机构的交会航天器轨道与姿态一体化控制问题研究.最后对算法进行开环仿真验证,并采用微小卫星物理仿真平台(MicroSim平台)的推力器配置方案进行交会对接最后接近段的六自由度闭环数学仿真验证.仿真结果表明:所提算法在燃料消耗上优于传统的轨道与姿态单独控制模式. 相似文献
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针对航天器近距离交会段的位置姿态耦合控制问题,假设航天器受外界干扰且目标航天器存在空间自由翻滚情形时,基于固定时间概念设计了一种六自由度位姿终端滑模自适应控制器,通过引入显含正弦函数的切换项来避免奇异问题。此外所设计的控制器含双幂次项,不仅能全局提高姿态和位置的跟踪速度及精度,还能估计系统稳定所需的时间上界,且该上界与状态初始值无关。基于Lyapunov方法分析了闭环系统的固定时间稳定性。仿真结果表明,该控制器能快速实现对航天器近距离交会时相对位置和姿态的控制,具有较高的精度和良好的干扰抑制能力。 相似文献
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为分析验证卫星编队飞行涉及的相对导航、制导与控制以及星间通信等问题,搭建了编队飞行的地面试验系统,采用了一块3m×4.5m的气浮平台和具有两个平动自由度和一个转动自由度的卫星仿真器分别来模拟低阻力的空间环境和编队飞行的卫星,相对导航采用了视觉相机和室内GPS两种方案,星间通信则通过蓝牙进行模拟。推导了描述仿真器间相对运动的包含参数不确定性的动力学模型,并基于此模型设计了带极点配置的鲁棒H∞控制算法,通过姿态同步和构型保持等仿真实验重点对编队飞行的相对导航、星间通信和相对状态控制进行分析验证,对实际的编队任务具有一定的参考和指导意义。 相似文献
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非合作式自主交会对接的终端接近模糊控制 总被引:7,自引:0,他引:7
研究了非合作式自主交会对接(AR&D)的终端接近问题。文中根据视线相对运动方程,设计了一个模糊控制器来实现终端接近制导。通过选择合适的模糊输入变量,设计了三个通道独立的模糊规则库。用乘积推理机、单值模糊器和中心平均解模糊公式获得模糊控制器输出。最后,本文用精确的轨道模型进行了数值仿真,验证了该模糊控制器是可行的,该控制器满足非合作式自主交会对接终端接近的高精度、安全无碰撞的要求。 相似文献
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针对考虑位姿耦合的非合作航天器交会对接场景,在没有速度测量情况下为了同时解决安全约束、模型不确定性、执行器故障和输入饱和问题,提出一种基于容积卡尔曼滤波算法(CKF)的自主安全接近方法。首先基于容积卡尔曼滤波器和扩张状态观测器(ESO)分别估计目标航天器的位姿信息和相对速度信息;然后通过将一种新颖的安全包络与人工势函数(APF)结合设计自适应滑模控制器,并设计非奇异辅助系统对执行器故障和输入饱和带来的影响进行集中处理。提出的控制策略在不违反安全约束情况下,能在固定时间内实现位置接近和姿态同步。通过李雅普诺夫方法可以保证闭环系统固定时间稳定。仿真结果表明,所提控制方法具有较高的精度和良好干扰抑制能力。 相似文献
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The capacity to acquire the relative position and attitude information between the chaser and the target satellites in real time is one of the necessary prerequisites for the successful implementation of autonomous rendezvous and docking. This paper addresses a vision based relative position and attitude estimation algorithm for the final phase of spacecraft rendezvous and docking. By assuming that the images of feature points on the target satellite lie within the convex regions, the estimation of the relative position and attitude is converted into solving a convex optimization problem in which the dual quaternion method is employed to represent the rotational and translational transformation between the chaser body frame and the target body frame. Due to the point-to-region correspondence instead of the point-to-point correspondence is used, the proposed estimation algorithm shows good performance in robustness which is verified through computer simulations. 相似文献
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Compared to traditional docking systems, spacecraft docking with inter-satellite electromagnetic mechanism has distinct advantages. However, its 6-DOF control problem has not been adequately investigated. From our knowledge, this paper attempts to study the 6-DOF control problem for the first time. Based on the far-field electromagnetic force model and Hill's model, the dynamic model of translational motion is derived; using tracking control strategy, LQR method and estimate of Extended State Observer (ESO), an optimal and robust translational controller is designed to satisfy relative position/velocity requirements of soft docking. Representing the attitude of the docking spacecraft pair by unit quaternion, the attitude dynamic and kinematic models with quaternion expression are derived; using behavior-based coordinated control approach and ESO, a decentralized attitude controller is designed to simultaneously align one spacecraft with its absolute desired attitude and with the other spacecraft of the docking pair, requiring no angular velocity measurement and exhibiting better robust capability. The feasibility and performance of this proposed 6-DOF controller are validated by theoretical deduction and simulation results. 相似文献
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基于激光雷达测量的空间交会对接相对导航 总被引:1,自引:0,他引:1
激光雷达可以作为空间交会对接过程中的相对导航敏感器之一。本文基于线性H ill方程和经典双脉冲交会理论,给出一种两航天器多脉冲交会算法。结合激光雷达的测量值设计相对导航EKF滤波器。仿真结果表明通过滤波,激光雷达能够为航天器交会对接提供足够精度的相对位置和相对速度信息。 相似文献