基于大气阻力微纳卫星编队轨道与姿态控制研究

摘要

随着微纳卫星技术的蓬勃发展，由多颗微纳卫星协同工作构成微纳卫星编队系统无论在研发设计、成本消耗还是风险评估等方面均优于结构复杂的单颗大卫星。微纳卫星编队飞行技术成为了近年来空间研究领域的热点。其中，卫星自主控制技术是微纳卫星编队系统的关键技术之一。微纳卫星的姿态稳定和编队构型完整是卫星编队正常工作的前提和基础。传统控制执行系统一般为主动力控制系统，要求卫星携带一定推进燃料。主动力控制系统增加了小卫星整体设计、研发成本和发射风险等难度。利用大气阻力控制卫星运动属于被动力控制。不需要推进装置和推进剂，符合小卫星体积小、质量轻、结构简单等特点。本文基于被动力控制系统无污染、成本低等优势，对大气阻力微纳卫星编队轨道运动控制及卫星姿态稳定控制问题进行了研究。
　　首先，本文对大气阻力控制微纳卫星编队轨道运动的理论基础进行了研究。建立了一个完整的非线性动力学相对运动模型，分析了卫星编队径向与沿航迹向相对运动耦合关系。然后，研究了近地轨道环境摄动力对编队构形的影响。介绍了三种经典的编队设计构形以及相应的飞行任务。设计了基于自适应滑模控制原理的大气阻力非线性卫星轨道控制系统。分别对三种编队轨道保持控制和构形重构控制进行了仿真验证。仿真结果表明，在外界扰动以及初始误差存在情况下，设计控制系统实现构形保持和构形重构控制性能良好，具有较强的鲁棒性。
　　本文继续深入研究滑模控制理论，设计了一个基于 Terminal滑模控制理论非线性编队轨道构形控制系统。利用 Terminal滑模控制原理在有限时间内收敛状态跟踪误差至零的特点，提高控制器实现编队控制的时效性。考虑卫星相对运动非线性项以及外界摄动干扰情况下，对基于大气阻力 Terminal滑模控制系统的控制性能进行仿真分析。仿真结果表明，在有限时间内，卫星轨道运动能够迅速达到收敛状态，控制系统鲁棒性良好。
　　最后，本文基于大气阻力控制卫星姿态进行了相关研究。以欧拉角描述方法建立了卫星姿态运动方程。设计了在卫星上安装两对反向气动板的卫星配置，以气动板的转角作为控制输入量。由于大气阻力受自然条件所限，本文设计了飞轮主动力和大气阻力被动力联合控制的方法，实现了卫星姿态三轴稳定控制。这种联合控制方法可以节省燃料、减轻卫星质量，简化卫星结构设计，减少成本消耗。本分设计了自适应滑模和 Terminal滑模控制方法，分别对标准状态、转动惯量变化和外部干扰情况下进行了仿真分析。仿真结果表明，所提出的控制算法具有良好的控制性能，能够保持卫星稳定姿态。

目录

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第一章 绪论

1.1 课题研究意义与背景

1.2 相关研究现状

1.3 本文内容与结构安排

第二章 卫星编队运动描述及摄动力分析

2.1 坐标系及坐标系转换

2.2 卫星相对运动描述

2.3 卫星编队设计构形

2.4 近地轨道环境摄动力分析

2.5 小结

第三章 大气阻力自适应滑模编队轨道控制

3.1 大气阻力滑模编队控制理论分析

3.2 自适应滑模控制系统设计

3.3 编队构形保持与重构控制仿真

3.4 多星编队构形控制仿真分析

3.5 小结

第四章 大气阻力Terminal滑模卫星编队轨道控制

4.1 Terminal滑模控制系统设计

4.2 Terminal滑模编队构形控制仿真分析

4.3 多星编队构形控制仿真

4.4 小结

第五章 基于大气阻力卫星姿态控制

5.1 卫星姿态运动模型

5.2 基于自适应滑模姿态控制系统设计

5.3 基于自适应滑模姿态控制仿真分析

5.4 小结

结 束 语

参考文献