洛倫茲航天器動(dòng)力學(xué)分析與控制.pdf

1、帶電航天器在中心引力體磁場中運(yùn)動(dòng)時(shí)受到洛倫茲力作用，該洛倫茲力可用以實(shí)現(xiàn)無推進(jìn)工質(zhì)消耗的軌道機(jī)動(dòng)。此類帶電航天器稱為洛倫茲航天器。洛倫茲航天器可主動(dòng)調(diào)節(jié)其表面帶電與周圍磁場相互作用產(chǎn)生洛倫茲力用以進(jìn)行軌道控制。洛倫茲力的方向始終與當(dāng)?shù)卮艌龇较蚣昂教炱髋c當(dāng)?shù)卮艌鱿鄬?duì)速度方向垂直。盡管存在洛倫茲力作用方向局限性，洛倫茲航天器在空間任務(wù)中的應(yīng)用前景依然廣闊。本文以系統(tǒng)分析設(shè)計(jì)洛倫茲航天器空間應(yīng)用為目的，對(duì)洛倫茲航天器絕對(duì)軌道與相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)進(jìn)行

2、建模，并將其應(yīng)用于洛倫茲力輔助懸停、洛倫茲力推進(jìn)交會(huì)與編隊(duì)構(gòu)型重構(gòu)等空間任務(wù)。
　　本研究首先假設(shè)地磁場為一隨地球自轉(zhuǎn)的傾斜磁偶極子，基于Lagrange動(dòng)力學(xué)方程建立了二體與 J2攝動(dòng)條件下洛倫茲航天器絕對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型。將洛倫茲加速度引入航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程，建立了二體與 J2攝動(dòng)條件下洛倫茲航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型，并推導(dǎo)了傾斜圓參考軌道相對(duì)運(yùn)動(dòng)的近似解析解。與現(xiàn)有相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型相比，該模型更符合地磁場特性，因而精度顯著改進(jìn)

3、。然后，研究了適用于洛倫茲航天器的相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)估計(jì)算法?；诮⒌穆鍌惼澓教炱飨鄬?duì)運(yùn)動(dòng)模型，聯(lián)合視線測量系統(tǒng)與陀螺測量系統(tǒng)，分別設(shè)計(jì)了擴(kuò)展Kalman濾波（Extended Kalman Filter，EKF）與無跡Kalman濾波（Unscented Kalman Filter，UKF）算法。對(duì)比分析結(jié)果表明由于洛倫茲力的引入增加了模型非線性程度，UKF估計(jì)精度更高。最后，以洛倫茲航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型為基礎(chǔ)，研究了洛倫茲力輔助懸停、洛倫

4、茲力推進(jìn)交會(huì)與洛倫茲航天器編隊(duì)飛行等空間應(yīng)用。
　　本研究分析了采用洛倫茲力輔助航天器懸停的動(dòng)力學(xué)特性與控制方法。建立洛倫茲力輔助懸停動(dòng)力學(xué)模型用以分析懸停所需開環(huán)控制加速度。基于該模型，給出了可實(shí)現(xiàn)無推進(jìn)工質(zhì)消耗懸停的懸停構(gòu)型及所需洛倫茲航天器荷質(zhì)比。對(duì)其它懸停構(gòu)型，基于懸停能量最省準(zhǔn)則設(shè)計(jì)最優(yōu)開環(huán)控制策略，即給出能量最優(yōu)條件下洛倫茲航天器荷質(zhì)比與推力器推力加速度最優(yōu)軌跡，并對(duì)軌道傾角對(duì)能量消耗的影響進(jìn)行分析。此外，設(shè)計(jì)了適用于

5、無推進(jìn)工質(zhì)消耗懸停構(gòu)型的僅用電量作為控制輸入的閉環(huán)反饋控制律。仿真算例驗(yàn)證了開閉環(huán)控制策略的有效性與正確性，結(jié)果表明對(duì)低軌道空間目標(biāo)在其徑向數(shù)公里內(nèi)懸停所需的荷質(zhì)比為0.1 C/kg數(shù)量級(jí)。同時(shí)，分析了J2攝動(dòng)對(duì)洛倫茲力輔助懸停的影響。分析了基于現(xiàn)有線性化模型設(shè)計(jì)的交會(huì)策略的局限性，并針對(duì)該交會(huì)方法設(shè)計(jì)了閉環(huán)LQR控制器?；谔岢龅穆鍌惼澓教炱飨鄬?duì)運(yùn)動(dòng)模型，將洛倫茲力推進(jìn)的空間交會(huì)問題描述成非線性約束優(yōu)化問題。利用Gauss偽譜法(Ga

6、uss Pseudospectral Method，GPM）將該非線性約束優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃問題（Nonlinear Programming，NLP），并采用相應(yīng)的優(yōu)化方法進(jìn)行求解。分交會(huì)終端時(shí)刻固定與終端時(shí)刻自由兩種終端條件進(jìn)行比較分析，仿真算例驗(yàn)證了GPM在解決洛倫茲航天器空間交會(huì)軌跡優(yōu)化問題的有效性與正確性。同時(shí)，分析了J2攝動(dòng)對(duì)洛倫茲航天器空間交會(huì)最優(yōu)軌跡的影響。
　　本文基于近圓參考軌道洛倫茲航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型分析

7、了洛倫茲力推進(jìn)的航天器編隊(duì)構(gòu)型建立與重構(gòu)問題。同理，將洛倫茲航天器編隊(duì)構(gòu)型建立與重構(gòu)問題描述成非線性約束優(yōu)化問題，采用GPM將其轉(zhuǎn)錄成NLP，并采用優(yōu)化方法求解。終端約束條件分為兩類，一類為唯一指定滿足編隊(duì)構(gòu)型條件的末端時(shí)刻相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，另一類并不唯一指定末端相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，只需其滿足編隊(duì)構(gòu)型條件即可。分別求解兩類約束條件下，以控制能量最優(yōu)為指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)洛倫茲航天器編隊(duì)構(gòu)型建立與重構(gòu)所需的洛倫茲航天器最優(yōu)控制軌跡，并對(duì)兩類約束條件下的結(jié)果進(jìn)