基于物联网及ADRC的航天器在轨姿态监测系统设计

在特殊航天环境中,由于电磁波等干扰条件的存在,容易导致航天器设备偏离预设的轨迹路径,为解决此问题,设计基于物联网及ADRC的航天器的在轨姿态监测系统;分析物联网监测体系中的位姿控制需求,分层次连接主动振动控制器与航天器姿态控制器,借助FBG应变传感器,建立主机结构与航天器元件之间的监测感应连接,实现在轨姿态监测系统的硬件应用结构设计;在此基础上,对应变传感器进行标定处理,通过计算姿态传递系数的方式,确定航天器的横向在轨应变效应,再通过ADRC原理,提取航天器在轨姿态感知参量的最佳行进状态信号,完善航天器的在轨姿态监测控制律,实现基于物联网及航天器的在轨姿态监测系统设计;对比实验结果显示,与光纤传感型监测系统相比,物联网监测系统能够有效屏蔽电磁波干扰,确保航天器在特殊航天环境中不会出现偏离预设轨迹路径的行进行为.     

基于Vicsek分形结构的智能航天器集群在轨组装动力学与控制

由于目前运载火箭运输能力的局限性,超大型空间结构往往无法采用折叠收拢发射入轨、在轨展开的方式完成搭建,而在轨组装是实现超大型空间结构的有效途径.本文受Vicsek分形结构启发设计了一种空间超大型结构,并基于智能航天器集群提出了相应的在轨组装控制策略.首先,针对在轨组装过程中航天器的位置和姿态运动描述问题,建立了刚性航天器的位置和姿态动力学方程并导出追踪航天器与目标航天器的相对运动参数.其次,以Vicsek分形结构为基础设计了125个航天器分阶段组装规划,将每个阶段分为预组装和完全组装两个过程.在预组装环节,控制追踪航天器使其和目标航天器达到较为接近的相对距离并且保持相对静止;在完成预组装后,控制器驱动追踪航天器缓慢逼近目标航天器,使得两航天器完全对接.针对预组装环节复合了一个避撞控制器与PD控制器,在缓慢对接环节仅采用了PD控制策略.最后通过数值仿真验证了所提出的控制策略的有效性.     

一类磁性刚体航天器的混沌控制研究

采用基于误差线性系统稳定性准则的混沌控制方法,控制具有结构内阻尼的磁性刚体航天器在重力场与磁场共同作用下在圆形轨道的混沌姿态运动.讨论了航天器姿态运动方程中部分参数的取值对于运动姿态的影响,给出了这些参数通过倍周期分岔或逆倍周期分岔通往混沌的途径.当参数使系统做混沌姿态运动时,采用上述方法将混沌运动控制至周期-4轨道,并实现周期-1、2、4轨道之间转换的灵活控制.此外,分析了控制参数的变化对于控制效果的影响,并分别给出了控制至不同轨道时的输入扰动范围及控制参数范围.仿真结果表明,该方法能够实现混沌姿态运动在预定周期轨道间的灵活控制,且输入扰动量小、控制速度快、具有高精度,从而验证了该方法在航天器混沌姿态运动控制方面的有效性.     

气液两相流空隙率测量方法微重力环境应用研究

微重力环境下气液两相流空隙率测量是载人航天器需解决的关键技术之一。通过对当前常重力环境下气液两相流空隙率测量方法的特点和微重力环境对气液两相流空隙率测量的影响分析,提出了满足微重力环境气液两相流空隙率测量方法的基本要求,对当前空隙率测量方法在微重力环境应用的可行性进行了分析,并给出了相应建议。     

地面装调的空间机械臂在空间应用时的自适应鲁棒控制

针对空间机械臂在轨操控过程中,重力加速度不同于地面装调阶段的重力加速度,会随着空间位置的改变而变化的问题.本文提出了一种自适应鲁棒控制策略,用于空间机械臂的末端控制,从而使在地面重力条件下装调好的空间机械臂能够在空间微重力条件下实现在轨操控任务.通过分析重力项对空间机械臂轨迹跟踪控制的影响,设计自适应律在线估计重力加速度,从而得到重力项的估计,系统的不确定性通过鲁棒控制器来补偿.基于李雅普诺夫理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果表明,在地面装调阶段的重力环境下和空间应用阶段的微重力环境下,该控制器对空间机械臂的末端控制均能达到较高的轨迹跟踪精度,具有重要的工程应用价值.     

基于OpenGL的小卫星在轨运行仿真系统研究

传统的航天工业仿真技术主要用于分析计算航天器的飞行轨道与姿态运动,这种仿真方式通常不支持三维可视化仿真功能;文章结合卫星轨道、姿态动力学和计算机图形学,设计基于三维实时动态显示技术的小卫星在轨运行仿真系统,对卫星轨道、姿态进行可视化仿真,实时动画演示星内敏感器的工作状态,提供图形曲线和文本形式的分析数据,并能与卫星地面站进行数据通讯,实现小卫星的在轨监测功能;仿真结果表明,仿真系统能正确实时接收地面站的数据,支持二维、三维动画输出,可以成功完成小卫星系统的仿真与监测功能.     

基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法

为了解决传统航天器姿态测量方法中存在的误差率高的问题,提出基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法。首先对使用的精密星敏感器进行设计,并将在不影响航天器运行的前提下安装在合适的位置上。通过建立运动坐标系、坐标参数转换和设置姿态参数三个步骤得出航天器运动模型,在该模型下分析出航天器姿态的基本运动规律、利用精密星敏感器识别并选取航天器空间下的任意三个星点,最后综合定位的星点和航天器姿态的运动规律,从不同的角度上确定航天器姿态测量结果,为了提高航天器姿态测量结果的精度进行标定处理。通过模拟实验分析得出结论：与传统测量方法相比,基于精密星敏感器的航天器高精度姿态测量标定方法的平均误差率降低了6.0%。     

实时数据驱动的交会对接仿真平台设计与实现

航天器地面综合测试时,为了在测试数据显示基础上,动态展示航天器交会对接过程,验证交会对接飞行方案的正确性,为航天员手控交会对接训练提供支持,设计航天器交会对接仿真系统,给出交会对接仿真平台设计架构。通过对航天器建模、虚拟场景装配、模型驱动方法、阳照区/阴影区绘制、姿态和星下点轨迹计算方法研究,开发实现航天器交会对接仿真平台。平台由实时测试数据驱动,在航天器地面静态测试下,可以实时显示航天器三维飞行状态及星下点轨迹。目前,仿真平台已经应用于航天器地面综合测试过程中,同时,平台可以扩展支持航天器在轨飞行动态展示,丰富了航天器测试和监视手段,具有较高工程应用价值。     

基于时间状态的敏捷自主在轨服务航天器协同运动规划方法研究

面对未来工业化、军事化太空对空间体系在轨服务的需求,并兼顾敏捷自主在轨服务航天器自身和所在复杂空间环境等特点,对多敏捷自主在轨服务航天器系统的协同运动规划问题进行研究.利用以平动、转动和时间为状态的改进快速搜索随机树运动规划方法,对服务系统中各航天器灵巧、精确的协同运动进行规划.仿真算例检验了该方法的有效性,结果表明它能够满足敏捷服务航天器系统在一定约束条件下按指定时间到达指定地点的协同运动要求,并且面对此类高维运动规划问题具备一定的规划效率.     

基于多参数偏差影响的航天器分离动力学仿真研究

航天器分离技术是深空探测领域的一项关键技术,航天器分离后的姿态受分离机构多个设计参数影响,分离后的相关运动性能指标具有不确定性.文章通过建立了航天器分离动力学仿真分析模型,开展了航天器分离过程的参数敏感性分析、分离安全包络分析、随机打靶分析以及多参数叠加的分离极限工况分析,以此评估分离机构多个设计参数的偏差对航天器分离后姿态的影响.文章的分析方法及结果解决了航天器姿态性能指标受多参数偏差影响的分离技术难题,为航天器分离方案设计和在轨分离过程提供了参考,也为航天器在轨高精度、高可靠分离的工程实施奠定了基础.     

基于机械臂耦合力矩评估的组合航天器姿态协调控制

针对在轨服务任务中服务航天器和目标航天器对接后组合体的姿态稳定问题,提出一种基于机械臂耦合力矩评估的组合航天器姿态协调控制方法.首先,对空间机械臂和组合航天器进行了动力学建模与分析;其次,利用空间机械臂和组合体平台之间的强耦合特点,采用空间机械臂的运动来协调组合航天器平台的姿态运动,并给出了相应的协调规划方法;然后,考虑传统航天器燃料有限、反作用轮易饱和等因素,采用以空间机械臂为主、反作用轮为辅的方式对组合航天器进行姿态协调控制,并设计了基于机械臂耦合力矩评估的姿态协调控制器;最后利用仿真实验与传统航天器姿态控制方法进行了比较分析,结果表明:所提方法仅通过空间机械臂和反作用轮就能实现对组合航天器的姿态稳定控制,而不需要消耗昂贵的喷气燃料.     

姿态变化一致有界的姿态稳定控制器设计

针对航天器姿态稳定控制问题, 设计一种迭代学习姿态控制器. 将连续非周期运动的姿态跟踪过程分解为队列重复运动, 采用前一周期的姿态跟踪误差修正后一周期的控制输入, 分别对未知参数和干扰构建有界迭代学习律, 给出航天器姿态稳定控制器, 并从理论上分析了闭环系统的渐近稳定性和姿态跟踪误差的一致有界性. 通过在轨捕获非合作目标过程中航天器姿态跟踪控制问题的数值仿真, 验证了迭代学习控制器的鲁棒性和强抗干扰性.

     

欠驱动刚体航天器姿态运动规划的遗传算法

研究欠驱动刚体航天器姿态的非完整运动规划问题．航天器利用3个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位,当其中一轮失效,航天器姿态通常表现为不可控．在系统角动量为零的情况下,系统的姿态控制问题可转化为无漂移系统的运动规划问题．基于优化控制理论,提出了求解欠驱动刚体航天器的姿态运动控制遗传算法,并且数值仿真表明：该方法对欠驱动航天器姿态运动的控制是有效的．     

微重力环境下刚液耦合系统液体晃动混沌现象研究

微重力下,柱形贮箱内液体晃动的速度势模态和表面位移模态难以解析表达,为揭示液-刚耦合运动的非线性特性,不失一般性地用常重力下液体晃动的速度势模态和表面位移模态近似表示微重力下液体晃动的速度势模态和表面位移模态.用泰勒级数展开法分析了微重力下柱形贮箱内的液体晃动,运用Lagrange方法导出了微重力下贮箱内液体与结构耦合系统的无量纲动力学方程组,并用Matlab软件对该方程组进行数值计算,发现当系统稳定时,面内、外模态分别具有同类的稳态动力学行为,包括静止、周期运动、准周期运动和混沌运动;在不同的外激励参数下,面内、外模态的稳态动力学行为发生变化.     

基于预警专家系统的航天器规避研究

航天器轨道规避的研究对航夭器在轨运行安全问题有重要意义.针对航天器在轨运行安全的问题,根据航天器规避预警专家系统,在CLIPS环境下建立安全距离的预警专家系统模型,进行了航天器规避路径规划的研究,分别研究了预警专家系统的Lmnbert直接规避路径规划和航天器规避返回路径规划,并进行了数值仿真.仿真结果揭示了航天器规避机动时刻与所需燃料以及不同时间返回原轨道所需燃料的规律,使可预警航天器规避准确实时,为研究工作提供了依据.     

空间控制技术发展与展望

控制是航天器在空间环境下自主完成复杂任务的关键技术。首先梳理了中国空间控制技术过去50多年来的发展成果,总结划分为航天器姿态控制、姿态轨道控制、“感知-决策-执行”（Perception-decision-action, PDA）自主控制三个方面,并在综述了各方面主要进展的基础上,围绕超大结构航天器姿态轨道控制、轨道空间博弈控制、网络化航天器集群控制、地外探测智能无人系统控制、跨域航天器自主控制、在轨建造与维护（On-orbit servicing, assembly, and manufacturing,OSAM）控制6个技术方向,提出面临的挑战和需要重点关注的基础性问题,为空间控制技术未来的发展提供借鉴和参考。     

基于STK的电磁航天器编队飞行仿真研究

电磁航天器编队飞行能有效降低发射成本并延长编队在轨寿命,具有广阔的发展前景.针对其强非线性和姿轨耦合的特点,采用STK软件对电磁航天器编队飞行进行仿真研究.首先对电磁航天器编队飞行基本原理进行分析,给出了轨道姿态动力学模型及解耦控制方案.然后设计了仿真系统的结构框架,解决了电磁航天器三维建模、轨道和姿态数据转换、可视化实现等关键技术,还讨论了STK接口规范.最后采用搭建的仿真系统对电磁航天器编队重构进行了仿真研究.仿真结果表明,电磁航天器编队控制效果良好,仿真系统能够满足电磁航天器编队飞行仿真研究的需要,对其它类型航天器编队仿真研究具有一定的指导意义.     

表面张力管理装置的微重力流体计算

推进剂贮箱是航天器上的大件产品，用于贮存和管理推进剂，在大型航天器中推进剂的质量已经占到了总质量的60％以上，推进剂的管理成为影响航天器控制的主要因素。由于航天器处于失重或微重力环境下，给推进剂的管理和供应带来很大麻烦。表面张力管理装置(PMD)通常用于微重力条件下推进剂的管理，其中导流板和蓄液器是两种结构简单可靠性高的管理装置．但它的分析计算比较复杂。本文对新设计的大容量表面张力贮箱所用的导流板与蓄液器进行了微重力条件下液体导流和填充的数学建模与计算，为贮箱的设计提供了依据。     

两种结构MEMS磁场传感器的研究

研究了两种结构的谐振式磁场传感器,检测在磁场作用下梁的振动幅度,来实现磁场的测量。首先介绍了传感器的工作原理,并用振动理论对传感器的受力及响应进行了分析,接着用有限元软件建立结构模型,对振动幅度进行了仿真。该MEMS磁场传感器采用标准的CMOS工艺加上后处理来实现。最后用多普勒仪对传感器的振动幅度进行测试,实验结果与理论分析一致,并对两种传感器性能进行比较。所研究的两种传感器结构简单,测试方便,可用于对mT级的磁场进行测试。     

旋转式太阳帆航天器姿态控制

姿态角的准确控制是太阳帆航天器能够成功应用的关键,具有十分重要的研究意义。旋转式太阳帆航天器由于没有支撑结构而表现出柔性特征,因此在对其进行姿态动力学建模及控制时,不能使用传统的刚性建模及姿态控制方法。针对在轨航行的旋转式太阳帆航天器,在物理模型的基础上利用混合坐标法建立其姿态动力学刚柔耦合模型。针对该模型,设计能够跟踪最优姿态角且同时抑制帆面柔性振动的控制器,并分析采用4个反作用喷气装置作为执行机构时的实现情况。仿真结果表明,设计的LQR控制器能够使旋转式太阳帆跟踪到最优目标姿态角并且有效抑制了柔性帆面的振动,旋转式太阳帆在轨航行过程中利用反作用喷气力矩来对其姿态角进行控制是可行的。