航天器姿軌一體化動力學(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,因此世界各國的研究學(xué)者都投入了大量精力進行相關(guān)問題的研究,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動分解為軌道運動和姿態(tài)運動并對其分別進行研究。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。針對上述問題,本學(xué)位論文深入研究了航天器軌道與姿態(tài)一體化動力學(xué)建模方法、一體化控制方法與一體化相對導(dǎo)航方法,主要包括以下幾個方面的工作:
　

2、　針對航天器軌道與姿態(tài)的一體化動力學(xué)建模問題,選擇對偶四元數(shù)這一數(shù)學(xué)工具,以一體化的方式描述航天器在軌運行的軌道運動與姿態(tài)運動,并重新導(dǎo)出由其描述的航天器一般運動的運動學(xué)模型;在對偶數(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動的動力學(xué)模型;在單航天器相關(guān)研究基礎(chǔ)上,對兩個航天器間的相對軌道與相對姿態(tài)進行動力學(xué)建模與分析;考慮到由于非質(zhì)心點引起的姿軌耦合影響,建立航天器非質(zhì)心點相對運動的動力學(xué)模型。針對航天器軌道與姿態(tài)運動的跟蹤控

3、制問題,在考慮外界干擾和模型不確定性的情況下,設(shè)計線性滑模變結(jié)構(gòu)控制器和類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,對上述控制算法進行數(shù)學(xué)仿真驗證。
　　針對航天器相對軌道與相對姿態(tài)的一體化控制問題,以對偶四元數(shù)的對數(shù)作為控制變量,設(shè)計終端滑?？刂破?該控制器可以實現(xiàn)對期望狀態(tài)的有限時間跟蹤,并具有對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?？刂破?進一步的,為了提高控制器的快速性,基于航天器相對運動的類拉格朗日模型設(shè)計快速滑?？刂破?并對線性滑模面、終端滑模面和快速滑模面的收斂速度進行比較分析。最后,結(jié)合航天器交會對接的應(yīng)用背景,對上述控制算法進行數(shù)學(xué)仿真驗證。
　　針對航天器的相對位置與相對姿態(tài)的一體化確定問題,提出基于多種幾何特征的單目視覺導(dǎo)航方法。在對偶代數(shù)的框架內(nèi),

5、統(tǒng)一描述特征點、特征線和特征圓,特別的,特征圓的對偶數(shù)描述是基于一種動態(tài)定義實現(xiàn)的。利用單目視覺原理,分別建立基于特征點、特征線和特征圓的測量模型?；谏鲜鰷y量模型,分別采用龍貝格-馬爾塔算法、擴展卡爾曼濾波算法和無跡卡爾曼濾波算法實現(xiàn)對航天器間的相對位置和相對姿態(tài)的估計。最后,通過數(shù)學(xué)仿真驗證上述算法的可行性,并比較分析各種算法的精度,以及特征點數(shù)目和分散程度對估計精度的影響。
　　針對航天器相對導(dǎo)航的魯棒濾波問題,提出基于改進

6、強跟蹤濾波和魯棒無跡卡爾曼濾波的航天器相對導(dǎo)航方法?？紤]系統(tǒng)模型的不確定性以及目標(biāo)運動狀態(tài)的機動性,提出航天器相對位姿估計的改進強跟蹤濾波算法,該算法具有較強的關(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,并且適用于測量矩陣不是滿秩矩陣的情況?？紤]到特征信息失效的測量故障情況,為了抑制測量故障引起的濾波失效,分別設(shè)計單比例因子魯棒無跡卡爾曼濾波算法和多比例因子魯棒無跡卡爾曼濾波算法,其中多比例因子算法可以針對每個測量量做出不同的反應(yīng)