航天器低冲击分离控制技术研究

摘要

分离装置作为航天器中的关键部件,直接影响到航天任务能否顺利完成,受到越来越多的关注。传统火工分离装置分离载荷大,对航天器有着潜在的影响。针对这一问题,需要研制一种新型分离装置,其具有分离载荷小、承载大、需要能量少以及分离速度可控等优点。本文将以机动平台为研究对象,设计一款新型气压式分离解锁装置,并研究分离过程的控制问题。
　　首先利用力学知识建立卫星平台和小卫星相对非惯性坐标系的轨道动力学方程,利用拉格朗日方程,建立带有挠性部件的卫星平台姿态动力学方程,推导出卫星平台运动学方程,为后续控制器设计奠定基础。
　　根据技术要求设计新型气压式分离解锁装置,推导出新型分离装置的数学模型并设计分离速度控制器,在此基础之上研究分离装置的设计参数对分离过程的影响,分析分离机构产生的冲击载荷对卫星平台轨道运动的影响以及分离机构偏离中心引起的冲击力矩和太阳帆板柔性对卫星平台姿态运动的影响。
　　利用Lyapunov稳定性定理分别设计了PD控制器和滑模变结构控制器,当机动平台受到冲击载荷时,对比两种控制器的姿态稳定度和控制精度。针对太阳帆板挠性振动与平台之间的耦合影响,设计应变速率反馈补偿器,通过增加帆板的振动阻尼有效抑制振动,提高卫星控制精度。
　　最后利用计算机仿真软件对分离控制系统进行仿真验证,同时建立火工分离装置的数学模型,通过对比仿真结果,证明相对于火工分离装置,在满足分离任务的同时,本文所设计的分离装置产生的冲击载荷更小,卫星姿态控制器能够满足要求,星体可以保持较高的控制精度和姿态稳定度。另外,本文还验证了主动振动抑制对控制系统动态特性的提升。

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第1章 绪 论

1.1课题研究背景与意义

1.2航天器分离动力学发展现状

1.3先进分离技术发展现状

1.4挠性卫星控制技术发展现状

1.5本文主要内容

第2章 卫星动力学建模

2.1引言

2.2卫星动力学方程

2.3卫星运动学方程

2.4本章小结

第3章 气压式分离解锁装置建模与分析

3.1引言

3.2气压式分离解锁装置概述

3.3分离装置分离过程数学建模

3.4气压分离装置设计参数分析

3.5分离过程对平台的冲击影响分析

3.6本章小结

第4章 卫星平台姿态控制器设计

4.1引言

4.2控制系统问题描述

4.3 PD控制器设计

4.4滑模控制器设计

4.5主动振动补偿器设计

4.6本章小结

第5章 空间平台分离控制技术仿真验证

5.1引言

5.2复合控制方案设计

5.3火工分离建模

5.4卫星分离控制系统仿真

5.5本章小结

结论

参考文献

攻读学位期间发表的学术论文

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