分离式航天器高精度导航与控制方法研究

摘要

分离式航天器因其独特的技术优势和广阔的应用前景受到越来越多的关注，是今后复杂大规模航天器发展的重要方向，将会给航天器应用带来巨大的变革。针对分离式航天器进行动力学、运动学模型建立以及相关导航控制系统进行研究是当前分离式航天器研究的重点，在相关技术研究中涉及到姿态动力学、轨道动力学的模型建立和控制、组合导航、执行机构和敏感器、计算和数据处理等多个领域。本文从航天器动力学、导航和控制系统的角度，对分离式航天器的组合导航和协同控制方法进行了系统的研究。主要包括以下几个部分： 首先，针对分离式航天器轨道和姿态动力学建模问题，根据航天器运行特性建立了分离式航天器轨道动力学和姿态动力学方程。分析了分离式航天器在轨运动特性，以航天器单体模型为基础，进行了分离式航天器子功能模块的相对动力学建模。 其次，针对分离式航天器的导航问题进行了深入的研究，分别基于不同敏感器组合设计了分离式航天器位置测量的组合导航算法。考虑到分离式航天器各个子模块之间是通过相互通讯组成拓扑结构的特点，分析了各个子模块之间的信息传递关系，针对分离式航天器设计了基于多敏感器多航天器单元协同定位算法。并对所设计的导航算法进行数值仿真分析，仿真结果表明，所设计的组合导航算法可以大幅度提高卫星导航精度，满足卫星复杂任务的要求。 再次，针对分离式航天器本体上装配的星敏感器进行研究，提出了基于星敏感器的多信息融合的分离式航天器姿态确定算法，并分析星敏感器工作特点，设计了星图识别流程。针对现有的星图识别技术过于依赖可观测星数目和抗干扰性差的问题，提出了新的星点特征提取方法；研究了利用“星敏+陀螺”的多信息融合定姿方法，建立星敏感器和陀螺仪的量测模型，提出了 AIEKF算法以解决非线性近似产生的误差问题；最后研究了不同空间环境下星敏可见性的计算方法，分析了星敏可见性对其定姿精度的影响，提出了适用于星敏不可见条件下的姿态测量方案。仿真结果验证了星图快速识别算法的有效性和较强的抗干扰性能，以及改进的姿态滤波算法的有效性。 考虑到分离式航天器编队构型调整、构型保持过程中需要进行航天器的姿态跟踪，针对分离式航天器的相关动力学模型存在模型的不确定性，并考虑到跟踪控制的特性，研究积分在控制原理中的应用优势建立了一种新型的滑模观测器，以此为基础设计了一种基于滑模观测器的自适应积分滑模控制器。综合考虑分离式航天器姿态控制系统的模型参数不确定性和滑模控制器的系统震颤的性质，采用李雅普诺夫稳定性理论证明了所设计的控制器的滑模面可达性以及控制器的全局稳定性。 最后，针对分离式航天器各个模块之间组成拓扑构型，分析航天器子模块之间的协同特性，针对航天器姿态控制系统之间的协同情况，研究齐次理论在控制系统中的应用，参考分离式航天器姿态的修正罗德里格斯描述法的特点，分别针对分离式航天器系统中的单个航天器、多个航天器进行了深入的研究，并分别设计了相应的控制器保证了姿态控制系统的有限时间稳定。最后从理论和仿真分析两个方面对所建立的分离式航天器有限时间协同控制器进行稳定性验证。

目录

声明

第1章 绪 论

1.1 论文研究背景

1.2 论文研究目的和意义

1.3 国内外研究现状及分析

1.4 论文研究内容和结构

第2章分离式航天器动力学与导航相关理论

2.1 引言

2.2 坐标系的定义和转换

2.3 分离式航天器轨道动力学

2.4 分离式航天器姿态动力学

2.5 相对轨道动力学方程

2.6 本章小结

第3章基于GPS和INS的组合导航算法

3.1 引言

3.2 基于GPS和INS的紧组合导航算法设计

3.3 基于GPS、INS和星敏感器的组合导航算法设计

3.4 分离式航天器协同定位方法

3.5 本章小结

第4章基于星敏多信息融合的姿态测量

4.1 引言

4.2 星图快速识别方法

4.3 基于星敏和陀螺融合的高精度姿态测量

4.4 星敏感器可见性研究

4.5 本章小结

第5章基于滑模观测器的单模块姿态跟踪控制

5.1 引言

5.2 问题描述

5.3 滑模观测器设计

5.4 自适应积分滑模控制器设计

5.5 仿真研究

5.6 本章小结

第6章基于有限时间控制的多模块分布式控制方法

6.1 引言

6.2 单个航天器的姿态有限时间稳定控制

6.3 分离式航天器姿态协同控制

6.4 仿真结果

6.5 本章小结

结论

参考文献

攻读博士学位期间发表的论文和取得的科研成果

致谢