基于蝙蝠飞行的仿生智能卫星编队管理策略

卫星编队构型的保持对编队任务实施至关重要,针对高精度卫星编队控制策略复杂不易于实现的问题,提出了一种基于蝙蝠飞行的仿生智能编队管理策略.首先分析了编队动力学和图论理论,总结自然界中蝙蝠群体的行为规律,给出了蝙蝠飞行数学模型,以此设计了编队虚拟中心用于衡量卫星编队整体效益和局部效益,进而给出了仿生编队管理策略,算法清晰实...     

食蚜蝇悬停飞行时的气动特性

用数值求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法得到了食蚜蝇在拍动平面倾斜悬停飞行时的气动力和气动力矩,利用得到的气动力矩和已知的翅膀的惯性矩求得食蚜蝇悬停时的能耗,并将得到的气动力和能耗与正常悬停时的进行比较.主要结果为:维持食蚜蝇体重所需的举力主要由下拍产生,该举力是由翅膀的升力和阻力共同贡献的,这两点均与水平拍动的情形不同;飞行的比功率为31.71 W·kg^-1,与正常悬停时接近,这表明此种悬停方式有便于进行机动飞行的优点,但不带来额外的能耗.     

基于分段常值推力的水滴悬停构型控制策略

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题,采用最小二乘法来求解;分析了一段常值推力可行性。然后,以连续常值小推力控制方程为基础,推导了小邻域定理,分析了近距离相对运动条件下两段常值推力控制的可行性;针对可能出现求解精度差的问题,提出了小推力增量方程来修正精度,并证明在靠近理想解的情况下多次迭代可以趋近于理想解。最后,通过数值仿真实现常值小推力控制下的水滴悬停相对运动。数值仿真结果表明常值小推力控制策略可行,研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。      

翅尖轨迹对食蚜蝇悬停时气动特性的影响

食蚜蝇悬停飞行时的抬升角相对较小,在上下拍起始和结束时刻要比拍动中部的大,这样就使得翅尖的拍动轨迹呈现出浅“U”形。为了分析该翅尖轨迹是否会对其气动特性产生影响,利用计算流体力学的方法分别计算了4只食蚜蝇在考虑抬升角和忽略抬升角2种情形下的气动力,分析对比了2种情形下的不同时刻绕翅膀的瞬时流线,并计算比较了2种情形下气动功率系数与平均举力系数的比值。研究结果表明:抬升角的存在会使其维持体重所需的举力增加10%左右;举力增大的同时能耗却比忽略抬升角情形下要低3%左右。      

蜻蜓爬升过程飞行特征实验研究

昆虫真实飞行过程中的飞行特征是仿生流体力学机理研究的基础和关键。本文针对蜻蜓(黄蜻)大、小爬升角2种飞行状态的运动规律和动力学特性展开研究,根据蜻蜓的趋光特性诱导其进行爬升飞行。采用2台光轴相互垂直的高速摄像机进行拍摄,通过特征点匹配和三维重构方法准确地捕捉了2种爬升飞行过程中蜻蜓身体和翅膀的运动参数,并进行动力学特性对比分析。实验结果表明:蜻蜓在进行大爬升角爬升时需要的上升力大于向前的推力,最大拍动幅度比小爬升角爬升时约大40%;扑翼频率比小爬升角爬升时约大3.3 Hz,前后翅相位差相对于小爬升角爬升时减小20°以上;另外,大爬升角爬升过程中前翅前倾角度更大,这样能够使蜻蜓身体保持更大的俯仰角,翅膀能够获得更大的上升力。      

基于续航能力的仿生水下航行器设计及实验

SPC3-UUV机器鱼是在北航SPC-2仿生机器鱼UUV平台基础上经过优化改进,为提高推进效率和续航力专门研制的水下仿生航行器实验平台.通过在泳池静水中对平台的摄像机测速观测实验和功率数据采集计算机的记录,得到SPC3-UUV速度-频率,功率-频率特性曲线,由航程估算,得到该平台在不同的拍动频率下续航时间以及估算航程,同时以平台速度和续航能力为评价原则选择了长航程实验的推进频率,范围定为1.5~1.6Hz,并在北戴河长航程实验中得到了验证.SPC-3 UUV航程达到22.761km,续航时间6.25h,平均航速1.03m/s.      

翼身结合框结构仿生设计

相似是仿生的基础,全面系统地理解工程原型的功能需求和生物体各个层次的优异结构,准确把握生物体与工程原型的相似性,是结构仿生设计的关键.为减轻翼身结合框重量,分析了竹干与翼身结合框相似的承力性能,借鉴竹干的细观结构形状和排列方式,应用结构仿生原理设计了仿生翼身结合框.有限元分析结果表明,在保证结合框强度、刚度的前提下,仿生结构与原型相比重量可减轻2.1％.     

拖靶系统飞行动力学模型研究

介绍了拖靶系统的基本组成,阐述了建立拖靶系统飞行动力学模型的意义。分别对拖机、拖靶及拖缆进行了受力分析,建立了数学模型并进行了合理假设和简化,分析了系统主要约束关系,可为拖靶系统设计及仿真研究提供参考。     

微型飞行器的仿生力学 ——蝴蝶飞行的气动力特性

研究一种蝴蝶(Morpho peleides)前飞时的气动力特性.在运动重叠网格上数值求解Navier-Stokes方程,对蝴蝶前飞时左、右翅膀的拍动运动以及跟随身体一起的俯仰运动进行计算.结果表明:蝴蝶主要用\"阻力原理\"作拍动飞行,即平衡身体重量的举力和克服身体阻力的推力均主要由翅膀的阻力提供.蝴蝶翅在下拍中产生很大的瞬态阻力(平行于拍动运动的力),对流动结构分析表明,产生此力的机制如下:每次下拍中产生了一个由前缘涡, 翅端涡及起动涡构成的强\"涡环\",其包含一个沿拍动方向的射流,产生此射流的反作用力即翅膀的阻力.平衡身体重量的举力主要由翅膀下拍中产生的阻力提供.上拍时(由于身体上仰,上拍实际是向后和向上拍动的),翅也产生阻力,但较下拍时小的多.平衡身体阻力的推力主要由翅膀上拍中产生的阻力提供.      

航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法

提出了航天器稀疏编队飞行的概念及其设计方法，阐明了它与通常的紧密编队飞行的区别及其在应用上的前景。采用了一个比Hill解更为广泛的新公式来设计稀疏编队，并列举了若干稀疏编队的阵形。当各航天器距离很近时，该公式自然退化为与Hill解相同的形式。通过与Hill解的设计相比较，表明了新公式用于稀疏编队设计的优越性。     

High precision dynamic model and control considering J2 perturbation for spacecraft hovering in low orbit

For spacecraft hovering in low orbit, a high precision spacecraft relative dynamics model without any simplification and considering J₂ perturbation is established in this paper. Using the derived model, open-loop control and closed-loop control are proposed respectively. Gauss's variation equations and the coordinate transformation method are combined to deal with the relative J₂ perturbation between the two spacecraft. The sliding mode controller is adopted as the closed-loop controller for spacecraft hovering. To improve the control accuracy, the relative J₂ perturbation is regarded as a known parameter term in the closed-loop controller. The external uncertainty perturbations except J₂ perturbation are estimated by numerical difference method, and the boundary layer method is used to weaken the impact of chattering on the sliding mode controller. The open-loop control of spacecraft hovering with the relative J₂ perturbation and without the relative J₂ perturbation are simulated and compared, and the results prove that the accuracy of open-loop control with relative J₂ perturbation has been significantly improved. Similarly, the simulation of the closed-loop control are presented to validate the effectiveness of the designed sliding mode controller, and the results demonstrate that the designed sliding mode controller including the derived relative J₂ perturbation can guarantee the high accuracy and robustness of spacecraft hovering in long-term mission.     

应用太阳帆悬停探测哑铃形小行星

研究了太阳帆航天器在哑铃形小行星引力场内的悬停探测可行性问题。哑铃形小行星代表了一类细长形的小行星,文中首先建立哑铃形小行星的简化动力学模型。针对可变反射面积的太阳帆,给出其在小行星引力场内的悬停动力学方程,并仿真求解了哑铃形小行星附近的太阳帆可行悬停探测区域。     

非合作目标追踪与相对状态保持控制技术研究

基于考虑J2摄动影响的改进Hill方程数学描述,将最优机动问题转化为标准线性规划问题,为在轨服务系统对非合作目标的接近过程进行路径规划,针对卫星跟踪以及悬停的特殊相对运动状态设计控制方法,实现近距离相对轨道的精确控制.最后通过数学仿真验证方案的正确性和有效性.     

卫星轨迹跟踪控制的参数化方法

 在卫星轨迹控制系统的状态空间模型的基础上,通过分析卫星的轨道动力学方程,给出卫星轨迹跟踪控制问题的数学描述;基于线性系统的特征结构配置和模型参考理论提出一种卫星轨迹跟踪控制的参数化方法,设计系统的反馈镇定控制器和前馈跟踪控制器。分别进行卫星悬停和绕飞两种指令下的仿真。仿真结果表明,提出的控制方案是行之有效的。     

新型缓冲腿结构设计及性能分析

腿部结构是实现仿生蝗虫跳跃机器人良好缓冲性能的重要组成部分,因此对其进行结构设计及分析具有重要的意义。为实现更好的着陆缓冲性能,基于蝗虫腿部生理结构和现有仿生串联腿的结构形式,设计了一种新型的用于跳跃机器人的缓冲腿。在对缓冲腿的力学性能进行分析的基础上,根据缓冲性能评价原则,对结构参数进行了分析及优化,并对同时处于最优状态下的新型缓冲腿和原有仿生串联缓冲腿的缓冲性能进行分析比较。相对于原有仿生串联缓冲腿,改进后的新型缓冲腿受到地面作用力的幅值减小了25.3%,储能能力提高了34.6%。这为仿生蝗虫跳跃机器人及其他着陆机构的研制提供了依据。      

静止轨道卫星高精度悬停编队最优滑模控制器设计

针对静止轨道上卫星悬停编队问题,考虑空间摄动力及测量误差,建立卫星编队的相对运动模型.根据上述模型,取优化指标函数,将跟踪问题转化为LQR问题,求得最优控制解.综合滑模控制方法,提高最优控制解的鲁棒性,并用Lyapunov第二法证明最优滑模控制器的全局渐近稳定,进行仿真验证.结果表明,所设计的最优滑模控制器对静止轨道卫星编队控制性能优于LQR控制,在200 m的编队距离,相对位置控制精度达到毫米量级.     

非圆轨道卫星实现共面悬停的方法

通过矢量控制,使任务卫星始终在目标卫星的轨道平面内飞行,同时保证\"任务卫星-目标卫星-地心\"的夹角和两颗卫星间的相对距离保持不变,从而实现共面悬停飞行。重点进行了任务卫星悬停飞行的动力学理论分析,推导了悬停飞行过程中任务卫星相对于目标卫星的径向和切向加速度需求,给出了开环控制方案,对不同悬停任务的能量需求进行了对比分析,最后对悬停飞行过程进行了动力学仿真。     

Dynamics and control of spacecraft hovering using the geomagnetic Lorentz force

To achieve hovering, a spacecraft thrusts continuously to induce an equilibrium state at a desired position. Due to the constraints on the quantity of propellant onboard, long-time hovering around low-Earth orbits (LEO) is hardly achievable using traditional chemical propulsion. The Lorentz force, acting on an electrostatically charged spacecraft as it moves through a planetary magnetic field, provides a new propellantless method for orbital maneuvers. This paper investigates the feasibility of using the induced Lorentz force as an auxiliary means of propulsion for spacecraft hovering. Assuming that the Earth’s magnetic field is a dipole that rotates with the Earth, a dynamical model that characterizes the relative motion of Lorentz spacecraft is derived to analyze the required open-loop control acceleration for hovering. Based on this dynamical model, we first present the hovering configurations that could achieve propellantless hovering and the corresponding required specific charge of a Lorentz spacecraft. For other configurations, optimal open-loop control laws that minimize the control energy consumption are designed. Likewise, the optimal trajectories of required specific charge and control acceleration are both presented. The effect of orbital inclination on the expenditure of control energy is also analyzed. Further, we also develop a closed-loop control approach for propellantless hovering. Numerical results prove the validity of proposed control methods for hovering and show that hovering around low-Earth orbits would be achievable if the required specific charge of a Lorentz spacecraft becomes feasible in the future. Typically, hovering radially several kilometers above a target in LEO requires specific charges on the order of 0.1 C/kg.