基于连续小推力的航天器轨道设计与控制方法分析-analysis of spacecraft orbit design and control method based on continuous low thrustxWord文档下载推荐.docx
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在此基础上,将目标的小推力增广为状态变量,设计了基于光学测量的非合作小推力航天器滤波定位算法。
2)针对悬停轨道等小推力轨道航天器,基于星载雷达数据,分别设计了以相对位置速度和相对拟平均根数为状态变量的星间相对轨道确定UKF滤波算法。
推导了无奇点的相对拟平均根数与相对位置速度之间的转换矩阵,并对转换矩阵的精度进行了有效补偿。
提出以相对位置速度为直接观测量,设计了具有自调整功能的测量误差协方差阵。
设计了用于悬停轨道构形保持控制的一种自适应无抖振滑模变结构反馈控制律。
以悬停轨道为例,在开环控制的基础上设计了用于轨道构形保持的自适应无抖振滑模变结构反馈控制律,在保留变结构控制强鲁棒性特点的基础上,有效抑制了高频抖振。
仿真结果表明,存在未知外界干扰的情况下,控制力是连续的,
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稳态控制精度可达10−4m。
并以“Molniya”和静止轨道为例,分析了悬停轨道的可行性。
随着电推进技术的进步,小推力轨道在未来的航天任务中将会得到日益广泛的应用。
本文以此为背景,从任务需求角度出发,研究了利用连续小推力技术实现特殊任务轨道的设计和控制方法,文中得到的一些结论具有一定的应用价值。
关键词:
航天器;
连续小推力;
轨道设计;
悬停轨道;
快速绕飞;
相对运动;
改进拉普拉斯方法;
无抖振;
滑模变结构控制
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Abstract
ApplicationsofcontinuouslowthrusttechnologyinthenearEarthorbitsdesignandcontrolareresearchedinthisdissertation.Themainresultsachievedaresummarizedasfollows.
Arelativeformationdesignmethodbasedoncontinuouslowthrustispresented,andtwotypicalnon-natureformationswhicharehoveringorbitsandfastflyingaroundorbitsarederivedfromthismethod.1)Ahoveringmethodatanyselectedpositiontoanykindoforbitsincludingcircle,ellipticalandhyperboliconesisgiven,whichexpandstheresearchdomainofhoveringorbits.Thecontrolthrustandfuelconsumptionformulasarealsodeveloped.2)Acontrollawtorealizefastflyingaround(FFA)spacecircleformationoncircleorbitisproposed,andthefuelexpenditureinaformationperiodisdeterminedbyanalyticalexpression,andanoptimalityconditionisdevelopedsuchthatthisfuelexpenditureisminimized.Validityoftheconclusionisprovedbynumericalmethod.
AgeneralmethodtoachieveorbitsofspecialmissionusingcontinuouslowthrustisstudiedbasedonGauss’variationofparametersequations,andthreespecificorbitsarerealizedusingthismethodasanexample.1)Weproposethatradialorbothofradialandtransverseaccelerationscouldbeappliedtoeliminatetherotationoftheargumentofperigeewitharbitraryorbitalelements,whichmeansthatwecanrealizeartificialfrozenorbitwhilethespacecraftsarenotatthecriticalinclination.Furthermore,itisprovedthatthetransversecontrolcouldsavemoreenergycomparedwiththeradialcontrol.Fueloptimizationoncontrolstrategiesarealsogiven,andallthestrategiesareofnoeffectonotherorbitalparameters’secularmovement.Amendingmethodsonthecontrolstrategiesmentionedabovearepresentedtoeliminatetheresidualseculargrowthoftheargumentofperigee.2)Similarly,thewaystorealizeartificialSunsynchronousorbitandartificialSunsynchronousfrozenorbitarepresented.
Twonavigationfiltersforspacetargetswhicharedescribedininertiacoordinateorrelativeframearestudiedusingspace-basedmeasurements,especiallyfortargetsofhoveringorbitsandartificialfrozenorbits.1)Fortargetsofinertiacoordinate,animprovedorbitdeterminationfilterisdevelopedusingbearings-onlymeasurements.Inthisfilter,werebuildtheobservationequationswiththeimprovedLaplacemethodinacreativeway,whichconsideredboththegeometryandorbitrestrictions.Simulationresultsshowthatconvergentperformanceisdramaticallyimprovedcomparedtogeneralfilterswiththesamemeasurementprecision.2)Fortargetsofrelativeframe,arelativenavigationUnscentedKalmanFilters(UKF)is
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discussedwhilethedesiredorbitisprescribedintermsofquasi-meanelementdifferences.Thisstrategyisdesignedforspaceborneradarwhichcanprovidemeasurementsincludingrange,rangerate,angleandanglerate.
Anadaptivechattering-freeslidingmodevariablestructurefeedbackcontrolschemeisstudiedtomakesurethehoveringstatesstable.Thehoveringstatesareunstableundertheopen-loopcontrolsystemconsideringperturbationsandthrusterrors,soafeedbackslidingmodevariablestructurecontrolwhichisadaptiveandchattering-freeisdesigned.Underthisfeedbackcontrolscheme,thehigh-frequencychatteringphenomenonisavoided,whilethesystemstayshighlyrobustatthesametime.Simulationresultsshowthatthefeedbackcontrolthrustsarecontinuousandthesteady-stateserrorcouldbeconfinedto10-4matthepresentofuncertainperturbations.Thefeasibilityofrealizinghoveringorbitsisanalyzedtakingthe“Moliya”andGEO(geosynchronousEarthorbit)satellitesasexample.
Inthisdissertation,fromtheviewofspacemission,orbitdesignandcontrolschemesusingcontinuouslowthrustarestudied.Withthedevelopmentofelectronicpropulsiontechnology,lowthrustorbitscouldbewidelyusedinthefuturespacemissions,conclusionsofthisdissertationmayhavesomeapplicationvalue.
Keywords:
Spacecraft;
Continuouslowthrust;
Orbitdesign;
Hoveringorbits;
Fastflyingaroundorbits;
Relativemovement;
ImprovedLaplacemethod;
Chattering-free;
Slidingmodelvariablestructurecontrol
表 目 录
表2-1参考卫星初始轨道根数(Molniya) 25
表2-2参考卫星初始轨道根数(月球探测器) 31
表2-3参考卫星初始轨道根数(快速绕飞编队) 37
表3-1参考卫星初始轨道根数(考虑J2摄动的悬停编队) 52
表3-2参考卫星初始轨道根数(考虑J2摄动的快速绕飞编队) 56
表4-1常推力作用下各轨道根数的平均变化率 61
表4-2参考卫星初始轨道根数(人工冻结轨道) 68
表4-3四种方法所需控制力(m/s2)及一个轨道周期内所需燃耗(m/s) 68
表4-4修正后的控制力 69
表4-5参考卫星初始轨道根数(人工太阳同步轨道) 75
表5-1观测卫星与目标星的初始轨道根数(C0和S1) 86
表5-2两种方法的初始定轨误差(S1) 88
表5-3不同观测精度下的定轨误差(S1) 88
表5-4不同初值的定轨误差(S1) 89
表5-5观测卫星与目标星的初始轨道根数(C0和S2) 90
表5-6观测卫星与目标星的初始轨道根数(拟根数形式) 105
表5-7目标航天器的相对轨道根数误差 108
表5-8目标航天器的相对位置速度误差 108
表5-9观测方程修正前后滤波精度对比 108
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图 目 录
图1-1典型编队任务的基线精度 3
图 1-2 NASA 的新一代电推进研究计划
...........................................................................................................................................4
图 1-3 NASA 的 GT 概念图
...........................................................................................................................................9
图1-4近地小行星飞行轨迹改变系统组成示意图 10
图 1-5 SSGT 工作原理
.........................................................................................................................................11
图1-6论文组织结构图 17
图2-1惯性坐标系与动坐标系 18
图2-2地心惯性坐标系与轨道坐标系的关系 19
图2-3一个轨道周期内的加速度变化曲线(悬挂伴飞) 26
图2-4悬挂伴飞的速度增量与参考星长半轴的变化关系(e=0.741) 26
图2-5速度增量与偏心率的变化关系(a=26553.375km) 27
图2-6 一个轨道周期内速度增量在不同位置的等高线示意图(e=0.741)
.........................................................................................................................................27
图 2-7 一个轨道周期内速度增量在不同位置的等高线示意图( e = 0 )
.........................................................................................................................................28
图2-8 一个轨道周期内速度增量在不同位置的等高线示意图(l =100m)
图2-9控制力曲线 31
图2-10近月点与速度增量的关系 31
图2-11偏心率与速度增量的关系 32
图2-12等燃耗曲线(双曲线悬停) 32
图2-13参考航天器与绕飞航天器的相对位置关系 33
图2-14一个绕飞周期内控制加速度变化曲线 38
图2-15周期为10分钟的快速空间圆绕飞编队 38
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图2-16
图2-17
k=9.46时不同α、ϕ对应的燃耗曲面 39
k=9.46时不同α、ϕ对应的等燃耗曲线 39
图2-18周期为1小时的快速空间圆绕飞编队 40
图2-19不同高度和绕飞周期的编队所需速度增量(快速绕飞编队) 40
图2-20等燃耗曲线 41
图3-1方法二与本文方法的精度对比(相对距离) 50
图3-2方法二与本文方法的精度对比(坐标分量) 51
图3-3考虑J2摄动与否的控制力曲线 53
图3-4考虑J2摄动与否的控制力曲线(局部放大图) 53
图3-5二体方程计算的位置误差 53
图3-6二体方程计算的相对距离误差 54
图3-7摄动方程计算的位置误差 54
图3-8摄动方程计算的相对距离误差 55
图3-9考虑J2摄动与否的快速绕飞控制力变化曲线 56
图3-10快速绕飞控制力变化曲线局部放大图 57
图3-11快速绕飞二体方程的控制误差 57
图3-12快速绕飞二体方程的相对运动轨迹误差 58
图3-13快速绕飞采用平均法的控制误差 58
图3-14快速绕飞采用Ross线性方程的控制误差 58
图4-1人工轨道设计流程 62
图4-2三种方法的控制效果 69
图4-3控制效果局部放大图 69
图4-4修正后三种方法的控制效果 70
图4-5地球非球形摄动高阶项对控制精度的影响 70
图4-6控制力与半长轴和偏心率的函数关系(方法三) 71
图4-7等控制力曲线图(方法三) 71
图4-8倾角对燃耗的影响(方法三) 72
图4-9半长轴与轨道倾角关系图 73
图4-10两种法向控制方法对Ω的控制效果 75
图5-1观测几何 81
图5-2改进滤波算法流程 85
图5-3一般滤波算法的精度(S1) 87
图5-4改进滤波算法的精度(S1) 87
图5-5未考虑连续推力的定轨精度(S2) 91
图5-6小推力合作航天器定轨精度(S2) 92
图5-7小推力非合作航天器定轨精度(S2) 95
图5-8非合作航天器小推力估计精度(S2) 96
图5-9非合作航天器小推力估计精度局部放大图(S2) 96
图5-10悬停轨道相对轨道确定误差 99
图5-11目标航天器的相对轨道根数误差 107
图5-12目标航天器的相对位置速度误差 108
图6-1LQR反馈控制误差(控制精度0.1m,R=108×
I ) 112
6×
6
图6-2LQR反馈控制误差(控制精度1m,R=108×
I ) 113
图6-3LQR反馈控制误差(控制精度0.1m,R=106×
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图6-4增加干扰后的相对距离误差(LQR控制) 114
图6-5相对距离误差放大图(LQR控制) 114
图6-6增加干扰后的反馈控制力变化曲线(LQR控制) 115
图6-7反馈控制力放大图(LQR控制) 115
图6-8单变量系统滑动模的到达条件 116
图6-9三个坐标方向的位置误差 119
图6-10相对距离误差(一般滑模控制) 120
图6-11相对距离误差放大图(一般滑模控制) 120
图6-12s函数值(一般滑模控制) 121
图6-13s函数值局部放大图(一般滑模控制) 121
图6-14反馈控制力曲线(一般滑模控制) 122
图6-15反馈控制力放大图(一般滑模控制) 122
图6-16相对距离误差(无抖振滑模控制) 125
图6-17相对距离误差局部放大图(无抖振滑模控制) 126
图6-18反馈控制加速度(无抖振滑模控制) 126
图6-19s函数值(无抖振滑模控制) 127
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独 创 性 声 明
本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。
尽我所知,除了文中特别加以标注和致谢的地方外,论文中不包含其他人已经发表和撰写过的研究成果,也不包含为获得国防科学技术大学或其它教育机构的学位或证书而使用过的材料。
与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。
学位论文题目:
基于连续小推力的航天器轨道设计与控制方法研究
学位论文作者签名:
日期:
年 月 日
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本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。
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