航天器姿軌一體化動(dòng)力學(xué)建模、控制與導(dǎo)航方法研究.pdf

1、航天器軌道和姿態(tài)的動(dòng)力學(xué)建模、控制與導(dǎo)航是完成航天任務(wù)的重要保障,因此世界各國(guó)的研究學(xué)者都投入了大量精力進(jìn)行相關(guān)問(wèn)題的研究,并取得了豐碩的研究成果。傳統(tǒng)的方式是將航天器的在軌運(yùn)動(dòng)分解為軌道運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)并對(duì)其分別進(jìn)行研究。然而隨著航天器新型任務(wù)的出現(xiàn),這種分而治之的研究方式體現(xiàn)了一定的局限性。針對(duì)上述問(wèn)題,本學(xué)位論文深入研究了航天器軌道與姿態(tài)一體化動(dòng)力學(xué)建模方法、一體化控制方法與一體化相對(duì)導(dǎo)航方法,主要包括以下幾個(gè)方面的工作:
　

2、　針對(duì)航天器軌道與姿態(tài)的一體化動(dòng)力學(xué)建模問(wèn)題,選擇對(duì)偶四元數(shù)這一數(shù)學(xué)工具,以一體化的方式描述航天器在軌運(yùn)行的軌道運(yùn)動(dòng)與姿態(tài)運(yùn)動(dòng),并重新導(dǎo)出由其描述的航天器一般運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型;在對(duì)偶數(shù)代數(shù)框架內(nèi),利用力學(xué)基本原理,建立單航天器一般運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)模型;在單航天器相關(guān)研究基礎(chǔ)上,對(duì)兩個(gè)航天器間的相對(duì)軌道與相對(duì)姿態(tài)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模與分析;考慮到由于非質(zhì)心點(diǎn)引起的姿軌耦合影響,建立航天器非質(zhì)心點(diǎn)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)模型。針對(duì)航天器軌道與姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的跟蹤控

3、制問(wèn)題,在考慮外界干擾和模型不確定性的情況下,設(shè)計(jì)線性滑模變結(jié)構(gòu)控制器和類(lèi)PD魯棒控制器,并分別采用Lyapunov方法和Barbalat引理證明閉環(huán)系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性。最后,結(jié)合航天器懸停的任務(wù)背景,對(duì)上述控制算法進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證。
　　針對(duì)航天器相對(duì)軌道與相對(duì)姿態(tài)的一體化控制問(wèn)題,以對(duì)偶四元數(shù)的對(duì)數(shù)作為控制變量,設(shè)計(jì)終端滑?？刂破?該控制器可以實(shí)現(xiàn)對(duì)期望狀態(tài)的有限時(shí)間跟蹤,并具有對(duì)外界干擾以及航天器模型不確定部分的魯棒性;考慮到

4、由于空間環(huán)境的復(fù)雜性而不能獲知干擾及模型不確定性的信息,提出不需要廣義干擾上界的自適應(yīng)終端滑模控制器;進(jìn)一步的,為了提高控制器的快速性,基于航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的類(lèi)拉格朗日模型設(shè)計(jì)快速滑?？刂破?并對(duì)線性滑模面、終端滑模面和快速滑模面的收斂速度進(jìn)行比較分析。最后,結(jié)合航天器交會(huì)對(duì)接的應(yīng)用背景,對(duì)上述控制算法進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證。
　　針對(duì)航天器的相對(duì)位置與相對(duì)姿態(tài)的一體化確定問(wèn)題,提出基于多種幾何特征的單目視覺(jué)導(dǎo)航方法。在對(duì)偶代數(shù)的框架內(nèi),

5、統(tǒng)一描述特征點(diǎn)、特征線和特征圓,特別的,特征圓的對(duì)偶數(shù)描述是基于一種動(dòng)態(tài)定義實(shí)現(xiàn)的。利用單目視覺(jué)原理,分別建立基于特征點(diǎn)、特征線和特征圓的測(cè)量模型?；谏鲜鰷y(cè)量模型,分別采用龍貝格-馬爾塔算法、擴(kuò)展卡爾曼濾波算法和無(wú)跡卡爾曼濾波算法實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器間的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)的估計(jì)。最后,通過(guò)數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證上述算法的可行性,并比較分析各種算法的精度,以及特征點(diǎn)數(shù)目和分散程度對(duì)估計(jì)精度的影響。
　　針對(duì)航天器相對(duì)導(dǎo)航的魯棒濾波問(wèn)題,提出基于改進(jìn)

6、強(qiáng)跟蹤濾波和魯棒無(wú)跡卡爾曼濾波的航天器相對(duì)導(dǎo)航方法。考慮系統(tǒng)模型的不確定性以及目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的機(jī)動(dòng)性,提出航天器相對(duì)位姿估計(jì)的改進(jìn)強(qiáng)跟蹤濾波算法,該算法具有較強(qiáng)的關(guān)于模型不確定性的魯棒性和關(guān)于突變狀態(tài)的跟蹤能力,并且適用于測(cè)量矩陣不是滿(mǎn)秩矩陣的情況?？紤]到特征信息失效的測(cè)量故障情況,為了抑制測(cè)量故障引起的濾波失效,分別設(shè)計(jì)單比例因子魯棒無(wú)跡卡爾曼濾波算法和多比例因子魯棒無(wú)跡卡爾曼濾波算法,其中多比例因子算法可以針對(duì)每個(gè)測(cè)量量做出不同的反應(yīng)