绳系卫星

摘要： 为有效清除太空垃圾,模拟空间中对废弃卫星的回收过程,采用半物理实验技术对绳系收放装置进行地面试验考核,验证绳系收放控制系统的性能。半物理仿真是一种通过实物或物理模型与数学模型相结合进行仿真的技术,通过地面半物理仿真实验对空间任务进行先验,大大减少了空间实验的成本,可有效指导空间任务的设计与控制。首先,对绳系卫星拖拽过程进行动力学建模,明确了拖拽过程的任务目标,确立了绳系拖拽半物理系统的机械组成。其次,设计了全物理仿真单元为被动加载单元,卫星质量采用等效惯量转台模拟。然后,为模拟目标在绳系拖拽作用下的动力学状态,仿真加载单元由半物理仿真方式设计。最后,针对实际试验过程中存在的张力测量误差扰动,设计了基于模型预测控制的控制策略,为了对拖拽过程的张力和绳长精确控制,实验使用双闭环电机联合控制,通过模型预测控制的方式联合张力位置双电机仿真。结果表明,基于模型预测控制的张力误差精度为5%,从而验证了绳系收放控制系统对拖拽过程的控制有效性。

摘要： 多体绳系卫星编队系统具有观测范围广、可操作性强、稳定性强等优点,可实现深空探究、大气探测、空间碎片清理等空间作业.三体绳系卫星编队系统是三颗卫星首尾一次通过系绳相连接,形成三角形形状的编队系统,可通过自旋保持空间相对位置稳定.现有的对于三体绳系编队系统的理论研究中,大都将卫星视为质点,简化动力学模型,但与实际情况出入较大.为更符合实际情况,考虑卫星的刚体姿态的影响,采用Newton-Euler法进行三体绳系编队系统的耦合动力学模型的建立.以四元数法为基础,避免出现使方程不可求解的奇异值,忽略空间环境影响及系绳质量,建立考虑系绳张力影响下的动力学模型.基于已有的动力学模型,通过改变系绳连接处位置,进行不同初始条件下动力学仿真分析,得到其动力学响应.当系统内系绳连接处位置不过卫星刚体质心时,系绳拉力产生的扭矩会造成卫星姿态的不稳定,会对系统正常工作造成影响.因此通过主动控制方法,例如变结构控制方法以及基于单神经元的自适应PID控制方法等方法对卫星姿态进行控制,通过仿真验证了控制律的有效性.

摘要： 绳系卫星系统部署阶段末时刻状态决定着其编队飞行的初始状态,为了研究不同因素对绳系卫星系统部署阶段运动的影响,建立了一种简单的平面哑铃模型,将系绳视作有阻尼的弹簧,两个卫星视作刚体,考虑重力梯度力矩.通过仿真,发现系绳释放的速度和副星推力是影响绳系卫星系统部署阶段稳定性的主要因素.

摘要： 通过引入广义坐标与广义动量,在Hamilton体系下建立了空间绳系卫星系统的动力学方程;在保守体系下,分别采用经典Runge-Kutta方法和辛Runge-Kutta方法离散方程,比较了两种方法在能量保持方面的优劣,重点分析了辛算法在长时间数值仿真中的优势;最后,采用辛算法进行数值求解,研究了J2摄动和光压摄动对轨道半径、真近点角、姿态角以及绳弹性变形的影响.结果表明J2摄动和太阳光压对绳系卫星系统的影响明显.%A "spring-mass" model is established for the tethered satellite system,and the dynamic equations of the system are derived in the Hamiltonian system with the introduction of generalized coordinates and generalized momenta.The classic Runge-Kutta method and symplectic Runge-Kutta method are applied to discretize the dynamic equations.The advantages of symplectic Runge-Kutta method are examined through long-time numerical simulations.Finally,the impact of J2 perturbation and solar radiation pressure on the orbital radius,true anamaly,attitude angle and elastic deformation of the tether are discussed.The results show that there exist obvious effects of J2 perturbation and solar radiation pressure on the tethered satellite system.

摘要： 概括介绍了近年来空间飞行器的动力学与控制研究的发展状况,综述了单星动力学建模和控制技术、多星动力学建模和控制技术,以及太阳帆航天器、绳系卫星等新型航天器动力学与控制技术等相关航天领域中的若干基础问题,总结了在这些领域中的研究方法及取得的成果.提出了相关领域中值得深入研究的问题及后续发展方向,如深空探测的轨道动力学、超大尺度柔性航天器的动力学建模与协同控制技术、敏捷卫星的机动控制技术、多星姿轨耦合动力学和控制技术、太阳帆航天器动力学与控制技术,以及空间绳系卫星系统的动力学与控制技术等重点和主要发展方向.

摘要： 针对空间绳系卫星释放过程中无超调释放和正向速度约束问题,提出一种新的离散控制绳系无超调释放的方法.该方法基于绳系卫星系统动力学模型建立离散控制的动力学模型,通过反馈线性化和反步法设计出理想的释放轨迹.提出一种基于输入受限的离散控制算法,并运用该算法进行了理想释放轨迹跟踪仿真试验.结果表明,该离散控制方法可以实现绳系无超调释放,并保持释放速度始终非负.仿真结果验证了输入受限离散控制方法在空间绳系卫星释放过程中的有效性,为空间绳系卫星释放系统设计提供了参考.

摘要： Safe rendezvous is an important development of the space application of tethered subsatellite. Considering the factors of gravity,tension and damping force,the three dimensional bead model is built to satisfy the high precision demand. The terminal condition for safe rendezvous in equilibrium is discussed. The deployment strategy of uniform speed-uniform deceleration and a kind of rendezvous law based on feedback linearization are also proposed. The academic feasibility of the deployment strategy and rendezvous law proposed is validated by four cases of numerical simulations in the conditions of LEO and GEO. Further more,the numerical results behave as the power requirement at GEO is less than the LEO. The method could provide a certain reference for the technology of high precision rendezvous.%安全交会是绳系卫星空间应用的一个重要拓展。为满足安全交会的高精度需求，考虑重力、拉力和阻尼力的作用建立了绳系卫星系统三维珠式模型。讨论并选择了一种匀速-匀减速展开策略，推导得到平衡位置零相对速度条件下的安全交会末端约束，在此基础上基于反馈线性化基本原理设计了一种子星喷气推力的安全交会控制律。数值仿真基于低轨道和地球同步轨道条件来进行，4个算例的仿真结果验证了珠式模型条件下，匀速-匀减速展开策略及反馈线性化交会控制律的理论可行性，且交会控制力需求表现为同步轨道低于低轨。该方法可为绳系卫星精确交会技术提供一定参考。

摘要： 为研究系绳柔性对连续地月载荷转移系统（ continuous cislunar payloads transfer system， CCPTS）动力学的影响，利用Lagrange方法建立了CCPTS二维柔性动力学模型，并对所建立的二维柔性动力学模型进行了理论及仿真分析。通过对系绳为柔性绳与刚性杆两种情况下的动力学进行仿真对比分析表明：系绳柔性对CCPTS轨道、姿态参数有一定的影响，而这种影响表现为变量变化的时间不同步，并且会随着时间的推移逐渐增大；系绳的柔性特性导致母星径向加速度以及真近角加速度出现“毛刺”现象；由系绳长度所产生的重力梯度力矩对刚性杆和柔性绳产生了不同程度的影响；当外力矩不存在时，系绳旋转角速度随时间周期变化，当外力矩不为零时，旋转角速度随时间近似线性增加，增加的快慢由外力矩的大小决定。此外，系绳初始旋转角速度以及系绳长度对系绳的横向、纵向振动的幅值和周期均产生了一定的影响。%In order to analyze the impact of tether flexibility on the dynamics of CCPTS ( Continuous Cislunar Payloads Transfer System) the 2D flexible dynamics of CCPTS is built by using Lagrange method and the numerical simulations are presented. Firstly, the comparison analyses between the 2D flexible model and the 2D rigid model show that the flexibility of the tether affects the orbital elements and attitude elements of CCPTS, and makes these elements of CCPTS out⁃of⁃step and increases with increasing time. The chief satellite’ s radial acceleration and true anomaly angular acceleration produce some burr due to the flexibility of the tether. The gravity gradient torque caused by the tether affects the CCPTS differently. The angular velocity of tether by the gravity gradient torque regularly varies with time when external torque is zero. However, the angular velocity increases linearly with time while external torque is nonzero and the increasing speed is decided by the magnitude of the external torque. Moreover , the transverse vibration and longitudinal vibration of the tether are affected by the variations of the initial tether angular velocity and tether length.

摘要： 主要考虑绳系卫星释放阶段的姿态运动对空间系绳系统稳定性产生的影响。基于欧拉⁃牛顿法建立绳系卫星的姿态动力学与运动学方程，研究了释放阶段系绳与卫星之间固定点存在静态不对称性时，卫星姿态的稳定性。为抑制释放阶段卫星姿态运动对系绳系统稳定性产生的不利影响，设计了一种基于Lyapunov函数方法的非线性姿态控制器。数值仿真及分析验证了该控制器可实现卫星姿态的稳定。%This paper studies the impact of tether deployment on the attitude dynamics of the tethered sub⁃satellite. The dynamics model of the tethered sub⁃satellite is derived from the Newton⁃Euler equation of motion and the sta⁃bility of tethered sub⁃satellite′s attitude motion is studied with the consideration of tether attachment offset from the symmetric axis of the satellite. Based on the dynamic analysis, a Lyapunov type nonlinear attitude controller is de⁃rived for the attitude motion of the tethered sub⁃satellite, which is disturbed by the unwanted offset of tether attach⁃ment. Simulation results and their analysis demonstrated preliminarily that the newly proposed controller is effective and efficient.

摘要： 针对绳系卫星系统的复杂动力学问题,首先,本文引入对偶变量,将面内绳系卫星的动力学方程从Lagrange系统导入Hamilton系统下;然后,分别利用求解李群或齐次空间上的非线性微分方程和Hamilton系统的微分方程的辛Runge-Kutta法和经典的四阶Runge-Kutta方法求解了Hamilton体系下的动力学控制方程;最后,通过数值实验发现:与传统的Runge-Kutta方法相比,无论是在Lagrange系统下还是在Hamilton系统下,辛Runge-Kutta方法都能更好的保持绳系卫星系统的能量.

摘要： 考虑绳系卫星在受白噪声扰动信号的影响下,基于哑铃模型建立了系统状态保持阶段的动力学方程.引入基于观测器的LQG调节器设计方法,并用该方法以YES2空间系绳试验为参考模型设计了稳态保持控制系统.并且分别在全维状态观测器和降维状态观测器的情况下,仿真分析验证了所设计的控制器具有良好的稳定控制效果;同时考察了绳系卫星系统在受到随机太空扰动以及模型摄动等干扰的情况下仍能起到良好的稳定控制作用,可实现较强的鲁棒稳定性.可为绳系卫星状态保持阶段的控制器设计提供重要理论依据.

摘要： 为了简化绳系卫星系统(TSS)的控制,对已有的设计方法进行了改进,提出了一种新的控制律设计方法.首先根据TSS的动力学方程构造线性自治系统,针对释放和滞留过程,由线性自治系统的稳定理论导出线性反馈控制律,并对控制参数的取值进行了讨论;然后针对回收过程,设计了一种分段的回收控制律.仿真算例表明,这种方法对于圆轨道和近圆轨道TSS的释放和滞留有较好的适应性,对TSS的回收过程也具有一定的适应性.

摘要： 绳系卫星的展开与回收是绳系卫星应用的基础问题,但通过改变系绳拉力来实现展开和回收的方法尚未得到充分研究.本文将系绳拉力作为控制力,并在时间域内离散,然后利用粒子群优化算法在整个可行域中寻找满足优化指标的最优值,从而得到控制力的变化规律.该控制方法可以使绳系卫星系统在最小摆动、最短时间等最优指标意义下,迅速展开到平衡位置,同时也适用于绳系卫星的回收.仿真结果表明该控制方法的设计同基于控制展开回收速度的控制方法相比,时间短、侧向摆动小,具有一定优越性.

摘要： 考虑系绳分布质量以及弹性的影响，建立了椭圆轨道上绳系卫星系统的动力学模型，研究了其在状态保持阶段非线性动力学特性。Poincaré映射和分叉图表明，椭圆轨道上绳系卫星的运动具有周期性，随轨道偏心率的增大或系绳刚度的减小，卫星的面内摆动表现出不可预测的混沌行特征。

摘要： 绳系卫星的编队飞行是本文提出的设想,希望把绳系卫星系统与卫星编队飞行的概念结合起来,既保持两者固有的优势,又利用双方的特点弥补对方的不足.根据卫星编队飞行的理论可以设计出理想条件下的某些特殊队形,比如相对运动轨迹是圆周或者是不动点,即两颗卫星之间的距离始终不变;考虑摄动时,通常摄动会使卫星之间的距离有增加的趋势,从而两颗卫星之间的绳索一直是绷紧的.因此如果绳系卫星进行编队飞行,特定的几何队形可避免系绳的频繁收放,减少机械故障的可能性;系绳可以阻止卫星之间距离增加,减少队形保持的控制代价;摄动因素使卫星之间的绳索绷紧,避免系绳相互缠绕.其次,如果系索由光纤和导线组成,可以在两颗卫星之间进行直接通讯,不必使两卫星上的天线相互对准,甚至从星不需要天线,只需主星带天线与地面通讯;系绳发电的能量可以用于摄动控制,还可以在两颗卫星之间作为能量分配的渠道,当某一颗卫星太阳能电池出故障时,把另一颗卫星的部分能量传过去,延长总体寿命.文章最后提出了可以深入研究的一些内容.

摘要： 作者以自己的研究结果，对绳系卫星系统的数字模型，控制和动力学等问题提出一些看法，同时给出计算机模拟结果加深对绳系卫星系统的了解和认识。

摘要： 为了更好地研究绳系卫星系统的动力学行为，对已有的方法进行了改进，提出了一种新型铰接刚性杆绳系模型。首先将系绳模化为弹簧阻尼和刚性杆单元，将主星和子星取为球形刚体，然后对各体分别应用Newton-Euler法建立动力学方程；通过一种杆单元回收和释放的瞬时性假设，本文模型实现了铰接杆系绳的回收和释放。仿真模拟了绳系卫星系统在轨运行，而且将不同杆单元长度的结果与钢珠模型进行了比较。

摘要： 本文对电动力系缆在LEO轨道空间发电、推进技术进行研究,为进一步应用提供理论帮助.以外层没有绝缘包裹的裸线作为研究对象,利用OML模型对电动力系缆空间发电及空间推进两种模式下的电流及洛伦兹力进行分析.通过计算得出,在LEO轨道(400km),10km长的电动力系缆在发电(离轨)模式下能够为绳系系统提供2.7A电能以及0.42N离轨力;电动力系缆在推进模式时,以消耗5kw电能为代价可以产生0.28N推进力.电动力系缆能够为空间飞行器提供电能的同时利用洛伦兹力将电能转换为动能,实现无工质的推进.

摘要： 本发明公开一种基于绳长变化的绳系卫星混沌控制方法，包括如下步骤：步骤1，建立面内绳系卫星系统的动力学方程，将所述动力学方程转化为状态方程形式；步骤2，基于步骤1的状态方程，将控制器u设计为等效控制器ueq和切换控制器usw的组合，即u＝ueq+usw；步骤3，对控制器进行积分计算，得到绳长变化控制律。此种方法可将不规则的混沌运动控制到一个稳定的周期运动。

摘要： 本发明属于航天器飞行技术领域，具体是一种非惯性参考坐标系下空间三体柔性绳系卫星编队系统的建模方法。该建模方法步骤为：首先，建立卫星编队系统模型和固结于系统质心的非惯性参考系；接着，将连接卫星的柔性系绳离散为若干个系绳单元并对卫星和系绳单元质点编号；最后，建立非惯性参考系下离散单元质点的动力学方程，进而推导出卫星编队系统的动力学方程。本发明在非惯性参考系下建模，不再需要选取广义坐标和坐标变换等冗余步骤，同时考虑了空间系绳的柔性，因而在描述编队系统的各种空间动力学行为、揭示系统的自旋稳定及失稳性态时更快速准确。此外，本发明还可推广到四体或多体空间绳系编队系统建模中，具有很大的实用价值。

摘要： 本发明提供了一种绳系卫星绳筒绕绳装置，包括绕绳机架，绕绳机架内底面上设置有绕绳台，绕绳台上转动连接有第一丝杆和第三丝杆，绕绳机架内通过第一丝杆和第三丝杆连接有传动架，传动架具体为矩形架，在传动架的横向段中间处固定有螺纹块，两个纵向段上分别滑动连有横向滑块，两个横向滑块之间滑动连接有纵向滑块，纵向滑块的底端设置有出绳头，绕绳台上固定有绕绳架和绕绳电机，绕绳架上转动设置有两个绕绳卡盘，绕绳台上还固定有拉绳支架，拉绳支架上活动连接有拉绳爪，拉绳爪与绕绳卡盘配合使用，本发明通过绳系卫星绳筒绕绳装置主要用于解决人工绕绳工作效率低，同时浪费时间和精力的问题。能简化绕绳的难度和过程，提高生产效率。

摘要： 本发明公开了一种弹性绳径向微振幅导致在轨绳系卫星混沌的判定方法，包括以下步骤：(1)通过将系绳径向微幅振荡下绳系卫星系统动力学方程转化为状态方程形式，从无扰系统找到绳系卫星系统的不稳定鞍点及异宿轨道；(2)通过Melnikov方法判定在摄动作用下绳系卫星系统是否存在由于异宿轨道横截相交而产生的横截异宿点；(3)如存在横截异宿点，判定存在混沌行为。本发明能构建一个能描述弹性系绳径向微幅振荡对在轨两体绳系卫星系统影响的动力学方程，通过研究系统不稳定鞍点附近是否会发生异宿轨道横截相交，从而判断此微幅振荡是否会导致系统产生混沌；能有效预测混沌的发生，避免不规则混沌行为对在轨运行系统产生危害。

摘要： 本发明公开一种基于绳长变化的绳系卫星混沌控制方法，包括如下步骤：步骤1，建立面内绳系卫星系统的动力学方程，将所述动力学方程转化为状态方程形式；步骤2，基于步骤1的状态方程，将控制器u设计为等效控制器u

摘要： 本发明属于航天器飞行技术领域，具体是一种非惯性参考坐标系下空间三体柔性绳系卫星编队系统的建模方法。该建模方法步骤为：首先，建立卫星编队系统模型和固结于系统质心的非惯性参考系；接着，将连接卫星的柔性系绳离散为若干个系绳单元并对卫星和系绳单元质点编号；最后，建立非惯性参考系下离散单元质点的动力学方程，进而推导出卫星编队系统的动力学方程。本发明在非惯性参考系下建模，不再需要选取广义坐标和坐标变换等冗余步骤，同时考虑了空间系绳的柔性，因而在描述编队系统的各种空间动力学行为、揭示系统的自旋稳定及失稳性态时更快速准确。此外，本发明还可推广到四体或多体空间绳系编队系统建模中，具有很大的实用价值。

摘要： 本实施例公开了一种用于两体绳系卫星系绳展开的模糊控制方法，涉及属于航天技术领域，为解决现有技术中不能同时兼顾绳系卫星系统非线性动力学刻画和控制器设计的问题。所述的模糊控制方法包括：根据欧拉‑拉格朗日方程建立两体绳系卫星系统的非线性动力学方程；从所建立的非线性动力学方程中选择非线性函数；分别构建非线性函数的模糊表达形式；将模糊表达式代入到系统非线性动力学方程中，并设计系统的模糊描述规则，建立模糊动力学模型；基于所述的模糊动力学模型，通过并行分布式补偿原则，设计基于状态反馈的模糊控制器规则，建立模糊控制器；利用所述模糊控制器对两体绳系卫星系统的系绳释放过程进行控制。

摘要： 本发明公开了一种微重力环境下绳系卫星位置姿态试验系统，包括模拟星、定位系统和上位机；所述定位系统通过安装在模拟星上方的摄像头对模拟星进行拍摄，相机利用图像识别估计模拟星的绝对位姿；上位机用于处理定位系统数据，与模拟星进行数据交互，实现控制数据下行与模拟星上行状态数据的接收；完成用户与模拟星的数据交互与控制，记录试验数据；气足与平台生成的气膜将模拟星浮起，在多个推进器的推力作用下能够在水平面平移和旋转，还能通过系绳控制装置进行侧移，模型卫星的运行状态。本发明能够确保模拟星能较好的模拟实际卫星在轨道平面内的运动状态，为绳系卫星的系绳收放算法提供良好的仿真条件。

摘要： 本发明提出了一种绳系卫星释放回收控制方法及系统，该方法包括以下步骤：基于绳系卫星系统的轨道坐标系与本体坐标系建立绳系卫星摆振的动力学方程以及绳系卫星质心轨道运动方程；将绳系卫星摆振的动力学方程线性化，再对其进行转态，得到动力学方程线性化后的状态方程Z；根据动力学方程线性化后的状态方程Z以及绳系卫星质心轨道偏心率造成的系统参数不确定性，设计保证价值控制律；在绳系卫星系统中应用所述保证价值控制律对释放回收进行控制。本发明能够使绳系卫星稳定地进行释放回收，使绳系卫星释放回收过程中不会发生缠绕，提高绳系卫星释放回收的稳态精度。

摘要： 本发明公开了一种绳系卫星载荷回收的快速抗饱和控制方法，所述方法包括以下步骤：基于拉格朗日方法构建绳系卫星系统动力学模型；根据重力分量与科里奥利氏力抵消关系，得到系绳的稳定回收速率；在上述系绳稳定回收速率条件下，对推力控制信号进行调整。本发明有益效果在于，通过合理调节载荷上的推力，解决绳系卫星载荷回收中的快速抗饱和稳定控制问题。在使用过程中，控制参数调节简单，且可自主设定最大收敛时间，这些使得该发明具有很好的灵活性和实用性。