一种基于空间燃料站的GEO航天器在轨加注任务调度算法

本文针对多GEO航天器在轨燃料加注任务,对基于燃料站的在轨加注模式进行了研究,提出了一种基于燃料站的可往返式在轨加注任务调度及优化算法。通过对双脉冲轨道转移问题的求解与分析,获得了轨道转移速度增量和转移时间之间的关系,在此基础上提炼出了基于燃料站的多GEO航天器在轨加注任务调度模型,并根据调度模型的变量和约束关系,建立了考虑在轨加注作业顺序和作业时间分配优化的多GEO航天器在轨加注任务多目标优化模型,并采用遗传算法对加注任务调度及其多目标优化问题的求解方法进行了研究。为了验证算法的有效性,以为20颗GEO圆轨道目标航天器的在轨加注任务为例,进行了数值仿真计算,结果表明算法是有效的。     

组合体航天器的姿态无模型自适应控制

为解决转动惯量参数未知组合体航天器的姿态精确控制问题,基于无模型自适应控制方法设计了一种不依赖于航天器精确动力学模型的组合体航天器姿态无模型自适应控制算法.首先,基于单输入单输出离散时间系统的数据驱动控制方法推导得出无模型自适应控制方程;然后,将无模型自适应控制方法拓展到组合体航天器姿态控制中,设计应用于组合体航天器姿态控制的无模型控制器;此外,为了缩短控制收敛时间,结合组合体航天器动力学特性,对姿态无模型控制器的控制过程进行优化设计;最后,以在轨服务航天器目标抓捕后的操作为研究背景进行组合体航天器的无模型自适应控制算法和无模型控制过程优化算法的数学仿真,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:所设计的组合体航天器无模型自适应算法有效,能够实现惯性参数未知的组合体航天器的姿态精确控制;且通过无模型控制过程优化设计,可以实现组合体航天器姿态控制过程的快速收敛;同时,该算法具有较高的控制精度.     

一种基于燃料站的可往返式在轨加注任务调度模型及优化算法

基于空间燃料站的在轨加注任务作为未来轨道运输系统的新模式,为未来航天器在轨服务任务提供了有效的选择。本文针对多GEO目标航天器在轨加注任务,将空间燃料站技术与传统"一对多"在轨加注技术相结合,提出一种基于燃料站的可往返式在轨加注任务调度模型。模型中,考虑了服务航天器可重复利用与自身携带的燃料限制,结合轨道机动与交会问题,通过对双脉冲轨道转移的分析与求解,获得轨道转移速度增量和转移时间等目标优化参数。在此基础上,针对多目标优化问题,根据调度模型的速度增量、时间等待优化变量的对应与约束关系,面向多GEO目标航天器,设计了一种基于燃料站的可往返式在轨加注任务多目标优化算法。该算法利用设置断点的方式改进了遗传算法对加注任务调度及其多目标优化问题的求解方法,获得了服务航天器在需往返燃料站时,优化的燃料消耗、服务顺序及该顺序下的时间分配策略。以10颗GEO圆轨道目标航天器的在轨加注任务为例,进行了数值仿真计算。结果表明算法能够解决加入空间燃料站对传统在轨加注任务调度的影响。     

基于多航天器协同观测的空间非合作目标姿态参数在轨识别方法研究

空间非合作目标参数识别是空间在轨服务的关键问题,由于非合作目标先验信息和合作标识的缺失,传统基于合作的空间目标参数识别方法难以适用;另外,现有的基于单一观测航天器的观测方法,难以长期保证良好的观测状态。提出了一种基于多航天器协同观测的非合作目标姿态运动学状态参数识别方法。采用多个航天器从不同视点位置观测非合作目标,基于多视点协作观测数据对目标进行三维重建,根据连续观测帧之间的目标点云匹配解算其姿态变化,最后通过EKF滤波算法求解出空间非合作目标的姿态参数。模拟仿真结果表明,给出的多航天器协同观测参数识别算法,适用于缺乏先验信息的非合作空间翻滚目标的姿态估计,同时避免了空间目标观测中遮蔽现象或特征跟踪丢失,可用于未来空间非合作目标在轨服务任务。     

带空间机械臂的航天器三维姿态运动控制

航天器系统在忽略外力矩作用时,系统对总质心的角动量矩守恒使其成为非完整系统.利用这一特性讨论了带空间机械臂的刚体航天器三维姿态运动的控制问题.栽体姿态引入Calay参数,导出带空间机械臂的刚体航天器姿态运动的数学模型,利用遗传算法进行优化控制计算.通过数值仿真,表明该方法对航天器姿态控制是有效的.     

航天器液体晃动与液固耦合动力学研究概述

液体晃动是一个在充液航天器总体设计中必须考虑的问题,随着航天事业的飞速发展,推进剂点火箭、卫星等航天器总重量的比重不断加大,推进剂的运动对在轨航天器的稳定,控制,定位,对接的影响都是关键的。     

非合作目标在轨服务最终接近段视觉导航算法

为解决在轨服务最终接近段传统单目视觉相对导航方法受相机视场限制以及非合作航天器无法设置人工靶标的问题,提出了以非合作航天器太阳帆板三角形支架的部分结构为测量目标的视觉相对导航算法.首先,设计了"自拍杆"相机安装结构和相机实时标定方案,给出了视觉相机安装角的计算方法;然后,基于逆投影原理构建满足三角形支架实际空间几何构型约束的优化模型,采用蚁群搜索算法求解特征点的景深,并应用绝对定位方法估计航天器之间的相对位置和姿态;最后,以非合作航天器在轨服务最终2 m~0 m的接近段为背景进行数学仿真,在相对距离小于1 m时,航天器之间的相对位置和相对姿态确定精度分别优于3 mm和0.2°,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:该相对导航方案可行,导航算法具有较高的精度,且相对导航的精度随着航天器之间的相对距离的逐渐减少而逐渐提高;同时,该算法对投影点测量误差具有较好的鲁棒性,在投影点测量误差较大时仍具有较高的精度.     

在轨服务航天器对失控目标的姿态同步控制

研究在轨服务航天器逼近与捕获失控目标过程中姿态同步的控制问题,设计了一种基于姿态四元数的姿态跟踪控制算法.通过建立服务航天器相对失控目标的姿态运动学与动力学,将服务航天器跟踪失控目标航天器姿态的控制问题转化为相对姿态的控制问题.考虑未知干扰和控制力矩受限的因素,并以相对姿态四元数的二阶形式描述相对姿态动力学,利用反馈线性化原理和自适应算法的思想,设计姿态同步的非线性反馈控制律.数学仿真的结果表明,设计的控制算法是有效的,具有较好的跟踪性能.     

输入有界的挠性航天器姿态跟踪滑模控制

针对三轴稳定挠性航天器输入受限的姿态跟踪问题,设计了一类滑模自适应姿态跟踪控制器,它能确保闭环系统在一定条件下具有全局渐近稳定性,且满足控制输入有界的要求;同时,该控制方案是一种模型独立的控制方法,不依赖于航天器结构参数及模态阶数,而且通过引入参数自适应控制律,使得控制器的设计也不依赖于参数不确定性和外部干扰力矩的界函数,具有较强的鲁棒性和工程实用性.最后根据给定的挠性航天器参数进行了数值仿真研究,结果表明在转动惯量存在较大不确定性和外部干扰的情况下,系统具有很好动态性能和有效地抑制控制输入饱和问题,表明所设计的控制方案有效可行,并具有一定潜在的工程应用前景.     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态自适应控制

为提高敏捷挠性航天器在轨连续机动的快速性和高稳定性,应用变速控制力矩陀螺(variable speed control moment gyroscopes, VSCMGs)作为姿态控制执行机构,提出了一种将观测器与自适应控制结合的姿态控制律与VSCMGs复合操纵律。考虑到机动过程中挠性模态及精确惯量不可知,采用模态观测器和转动惯量估计器对不可测的状态或参数进行辨识,辨识结果用于精确估计前馈补偿力矩,利用Lyapunov分析方法证明了闭环控制系统的稳定性。鉴于VSCMGs实际使用的力矩分配能力、避奇异能力、轮速平衡能力与末态框架角定位能力,分别设计了加权伪逆操纵律与3种对应的零运动。基于雅可比矩阵条件数提出了末态框架角的优选方法,给出了VSCMGs零运动在机动过程不同阶段的部署方案。结果表明：通过连续姿态机动数值仿真验证了所提算法的有效性;VSCMGs在连续机动过程中平滑切换模式,在不同的机动阶段实现了相应功能。模态观测值和惯量估计值在多次机动后收敛至真值附近,经过参数辨识后的控制器使航天器在机动末端更快更稳地达到指向精度要求。     

陀螺/星敏感器在轨标定算法研究

为确保姿态测量器件长期在轨工作精度,提高三轴稳定卫星的姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,推导了一种对陀螺和星敏感器进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺和星敏感器的安装误差和标定因子误差模型,并对可能出现的各种误差进行在轨补偿,与同类算法相比,为卫星姿态确定和校正提供了更加丰富的信息,计算量更小.最后对该算法进行了数学仿真,仿真结果验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

基于二阶非线性滤波的星上陀螺在轨标定

为提高三轴稳定卫星姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,结合二阶非线性滤波估计,推导了一种利用星敏感器对陀螺进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺安装误差、标定因子误差以及漂移模型,并对陀螺测量过程中可能出现的各种误差进行在轨补偿,为卫星姿态确定和校正提供丰富的姿态测量信息,以确保姿态测量器件长期在轨工作精度.采用该算法对哈尔滨工业大学"试验卫星一号"遥测数据进行复算和校核,结果与实际飞行数据吻合,验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

Multi-Feature Fusion Based Relative Pose Adaptive Estimation for On-Orbit Servicing of Non-Cooperative Spacecraft

多特征融合的非合作航天器在轨服务相对位姿自适应估计

吴云华,杨楠,陈志明,华冰

（南京航空航天大学 航天学院,南京 210016）

创新点说明：

1）以对偶四元数为基础,建立一体化的航天器相对动力学模型;

2）对于不同类型的特征,包括点、线段、圆等,很难建立统一的测量模型,因此,采用对偶四元数对测量特征进行建模;

3）在仿真过程中,考虑到服务航天器相机视场的变化,提取到的特征逐渐减少;

4）考虑到目标航天器状态的不确定性,设计一种模糊自适应强跟踪滤波器,将模糊逻辑自适应控制器与强跟踪滤波器相结合,对多重次优渐消矩阵进行“在线”自适应调整,进一步提高滤波器跟踪精度,实现对目标航天器相对状态的跟踪。

研究目的：

为提高在轨服务最后接近段视觉导航算法的精度以及稳定性。

研究方法：

1）场景分析：随着两艘航天器的距离越来越近,服务航天器的相机视场越来越小,导致观测到的特征越来越少,这使得计算两个航天器的相对位置和姿态更加困难。

2）建模方法：以对偶四元数为基础,建立一体化的航天器相对动力学模型。对于不同类型的特征,包括点、线段、圆等,采用对偶四元数对测量特征建立统一的测量模型。

3）位姿估计方法：分别采用扩展卡尔曼滤波,强跟踪滤波以及本文提出的具有模糊自适应特点的改进强跟踪卡尔曼滤波器进行对比实验,对目标航天器的位姿以及速度、角速度进行跟踪。

研究结果：

扩展卡尔曼滤波算法的跟踪能力较差,大概在30 s以后,系统才达到稳定,稳定误差也相对较大。

1）强跟踪滤波算法最突出的优点是改善了系统的快速性,跟踪能力变强,系统在1.5s就会达到稳定,稳态误差也有所降低。

2）本文提出的具有模糊自适应特点的改进强跟踪卡尔曼滤波算法相比强跟踪算法稳定时间没有发生变化,但稳态误差变小。

整体而言,本文提出的算法综合看来明显优于扩展卡尔曼滤波算法及强跟踪滤波算法的。

结论：

随着空间技术的飞速发展,在轨运行的航天器越来越多,因此有必要发展在轨服务技术。在轨服务任务的两航天器在最后接近阶段对相对状态的精度要求很高。考虑到航天器姿态和轨道的一体化,利用对偶四元数建立了精确的航天器相对动力学模型。为提高强跟踪滤波器的跟踪性能,针对强跟踪滤波器固有缺点,提出一种模糊自适应强跟踪滤波器。该方法将强跟踪滤波器中削弱因子的选取与模糊自适应控制器相结合,实现削弱因子和多个次优衰落矩阵的自适应调整,从而提高了滤波器的估计性能。

关键词：在轨服务,非合作航天器,多特征融合,模糊自适应滤波,对偶四元数

     

改进Twisting算法的相对位姿耦合控制

为实现对非合作目标航天器进行在轨服务,将Twisting算法与线性补偿项相结合,设计相对位置与姿态耦合的二阶滑模控制器.以航天器对接端口间耦合相对运动模型为基础,设计两种滑模平面的改进Twisting控制器.选取严格李雅普诺夫函数,证明所设计的改进Twisting控制器对有界干扰具有有限时间收敛的特性,并估计出收敛时间的上界.设计数学仿真,将其与标准Twisting算法进行对比,验证所设计的二阶滑模控制器对模型不确定性及有界干扰具有较强的鲁棒性,并能够有效抑制执行机构的震颤.     

基于Hilbert-Huang变换和粗糙集的航天器在轨故障检测

航天器在轨故障检测中,首先基于Hilbert-Huang变换对航天器在轨运行状态信号进行特征提取。提取的特征属性常存在冗余,冗余属性耗费存储空间和处理时间,并干扰正确决策的生成。为解决此问题,采用粗糙集中基于可辨识矩阵和逻辑运算的属性约简算法,对提取的属性知识进行知识表示和约简,达到简化目的。以具有可类比性的地面轴承振动信号,对所提故障检测方法进行验证,验证效果良好。