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浮體式航天器動力學與控制 版權(quán)信息
- ISBN：9787030733399
- 條形碼：9787030733399 ; 978-7-03-073339-9
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數(shù)：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
浮體式航天器動力學與控制 內(nèi)容簡介
本書面向大型復雜航天器控制工程設(shè)計的歷史沉疴與實際亟需，提出一種航天器切實而有效的設(shè)計新方法，并基于此，提煉出兩個關(guān)鍵的航天器新概念：分體與協(xié)同。同時，相應(yīng)地歸納形成了一類重要的新概念航天器：分體航天器。然后針對此類航天器，重點研究并闡述了一套嶄新而系統(tǒng)的控制理論：協(xié)同優(yōu)化控制理論。
浮體式航天器動力學與控制 目錄
目錄
序
前言
符號說明第1章緒論001
1.1航天器概念001
1.2航天器常見類別002
1.3航天器構(gòu)型設(shè)計與高精度控制難題005
1.4本書的內(nèi)容安排006
第2章浮體式航天器概念的提出008
2.1傳統(tǒng)航天器的姿態(tài)控制009
2.1.1姿態(tài)控制系統(tǒng)概述009
2.1.2敏感器與執(zhí)行機構(gòu)010
2.1.3大型撓性航天器的姿態(tài)控制013
2.2浮體式航天器定義032
2.3浮體式航天器設(shè)計概要032
2.3.1浮體式航天器構(gòu)型033
2.3.2動靜隔離布局034
2.3.3結(jié)構(gòu)與熱控分系統(tǒng)設(shè)計034
2.3.4能源分系統(tǒng)設(shè)計035
2.3.5信息分系統(tǒng)設(shè)計036
2.3.6浮體式航天器的控制問題037
2.4小結(jié)040
第3章浮體式航天器運動方程041
3.1傳統(tǒng)航天器的一般運動方程041
3.2浮體式航天器運動特性分析044
3.3坐標系定義與轉(zhuǎn)換關(guān)系046
3.3.1坐標系定義046
3.3.2坐標系轉(zhuǎn)換047
3.4載荷艙和服務(wù)艙自身姿態(tài)和軌道運動建模052
3.4.1載荷艙自身姿態(tài)和軌道運動建模052
3.4.2服務(wù)艙自身姿態(tài)和軌道運動建模056
3.5艙間作動執(zhí)行機構(gòu)的作用模型060
3.6艙間相對位置與姿態(tài)運動建模064
3.6.1艙間相對位置動力學模型064
3.6.2艙間相對姿態(tài)動力學模型067
3.6.3艙間相對姿態(tài)與軌道耦合動力學模型071
3.7浮體式航天器的一般運動方程075
3.8浮體式航天器運動控制的標準模型077
3.8.1浮體式航天器運動控制問題分析077
3.8.2浮體式航天器運動控制策略與標準模型079
3.9小結(jié)082
第4章非接觸整體穩(wěn)定控制084
4.1兩艙獨立和相對狀態(tài)的測量與確定084
4.1.1載荷艙姿態(tài)確定084
4.1.2艙間相對位置與相對姿態(tài)的測量與確定091
4.1.3服務(wù)艙姿態(tài)確定096
4.2整體穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計與分析097
4.2.1控制系統(tǒng)總體設(shè)計097
4.2.2可控性分析099
4.2.3可觀性分析103
4.2.4控制器設(shè)計與穩(wěn)定性分析107
4.3小結(jié)121
第5章非接觸主從協(xié)同控制122
5.1主從協(xié)同控制系統(tǒng)設(shè)計與分析123
5.1.1控制系統(tǒng)總體設(shè)計123
5.1.2可控性分析124
5.1.3可觀性分析125
5.1.4控制器設(shè)計與穩(wěn)定性分析126
5.2與整體穩(wěn)定控制的對比分析131
5.3與傳統(tǒng)航天器控制性能對比132
5.3.1傳統(tǒng)航天器控制性能分析132
5.3.2浮體式航天器控制性能分析134
5.4與傳統(tǒng)航天器控制方法比較138
5.4.1總體設(shè)計思想不同138
5.4.2控制對象和力學模型不同139
5.4.3控制方法與設(shè)計不同140
5.5小結(jié)142
第6章數(shù)學仿真與分析143
6.1浮體式航天器設(shè)計實例143
6.2仿真用航天器系統(tǒng)參數(shù)145
6.3數(shù)值仿真146
6.3.1傳統(tǒng)固連航天器控制146
6.3.2整體穩(wěn)定控制148
6.3.3主從協(xié)同控制152
6.4總結(jié)分析156
參考文獻157
后記159
序
前言
符號說明第1章緒論001
1.1航天器概念001
1.2航天器常見類別002
1.3航天器構(gòu)型設(shè)計與高精度控制難題005
1.4本書的內(nèi)容安排006
第2章浮體式航天器概念的提出008
2.1傳統(tǒng)航天器的姿態(tài)控制009
2.1.1姿態(tài)控制系統(tǒng)概述009
2.1.2敏感器與執(zhí)行機構(gòu)010
2.1.3大型撓性航天器的姿態(tài)控制013
2.2浮體式航天器定義032
2.3浮體式航天器設(shè)計概要032
2.3.1浮體式航天器構(gòu)型033
2.3.2動靜隔離布局034
2.3.3結(jié)構(gòu)與熱控分系統(tǒng)設(shè)計034
2.3.4能源分系統(tǒng)設(shè)計035
2.3.5信息分系統(tǒng)設(shè)計036
2.3.6浮體式航天器的控制問題037
2.4小結(jié)040
第3章浮體式航天器運動方程041
3.1傳統(tǒng)航天器的一般運動方程041
3.2浮體式航天器運動特性分析044
3.3坐標系定義與轉(zhuǎn)換關(guān)系046
3.3.1坐標系定義046
3.3.2坐標系轉(zhuǎn)換047
3.4載荷艙和服務(wù)艙自身姿態(tài)和軌道運動建模052
3.4.1載荷艙自身姿態(tài)和軌道運動建模052
3.4.2服務(wù)艙自身姿態(tài)和軌道運動建模056
3.5艙間作動執(zhí)行機構(gòu)的作用模型060
3.6艙間相對位置與姿態(tài)運動建模064
3.6.1艙間相對位置動力學模型064
3.6.2艙間相對姿態(tài)動力學模型067
3.6.3艙間相對姿態(tài)與軌道耦合動力學模型071
3.7浮體式航天器的一般運動方程075
3.8浮體式航天器運動控制的標準模型077
3.8.1浮體式航天器運動控制問題分析077
3.8.2浮體式航天器運動控制策略與標準模型079
3.9小結(jié)082
第4章非接觸整體穩(wěn)定控制084
4.1兩艙獨立和相對狀態(tài)的測量與確定084
4.1.1載荷艙姿態(tài)確定084
4.1.2艙間相對位置與相對姿態(tài)的測量與確定091
4.1.3服務(wù)艙姿態(tài)確定096
4.2整體穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計與分析097
4.2.1控制系統(tǒng)總體設(shè)計097
4.2.2可控性分析099
4.2.3可觀性分析103
4.2.4控制器設(shè)計與穩(wěn)定性分析107
4.3小結(jié)121
第5章非接觸主從協(xié)同控制122
5.1主從協(xié)同控制系統(tǒng)設(shè)計與分析123
5.1.1控制系統(tǒng)總體設(shè)計123
5.1.2可控性分析124
5.1.3可觀性分析125
5.1.4控制器設(shè)計與穩(wěn)定性分析126
5.2與整體穩(wěn)定控制的對比分析131
5.3與傳統(tǒng)航天器控制性能對比132
5.3.1傳統(tǒng)航天器控制性能分析132
5.3.2浮體式航天器控制性能分析134
5.4與傳統(tǒng)航天器控制方法比較138
5.4.1總體設(shè)計思想不同138
5.4.2控制對象和力學模型不同139
5.4.3控制方法與設(shè)計不同140
5.5小結(jié)142
第6章數(shù)學仿真與分析143
6.1浮體式航天器設(shè)計實例143
6.2仿真用航天器系統(tǒng)參數(shù)145
6.3數(shù)值仿真146
6.3.1傳統(tǒng)固連航天器控制146
6.3.2整體穩(wěn)定控制148
6.3.3主從協(xié)同控制152
6.4總結(jié)分析156
參考文獻157
后記159
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浮體式航天器動力學與控制 節(jié)選
第1章緒論 1.1航天器概念 航天是指進入、探索、開發(fā)和利用太空（即地球大氣層以外的宇宙空間，又稱外層空間）以及地球以外天體的各種活動的總稱。航天活動包括空間科學、空間技術(shù)、空間應(yīng)用三大部分。空間技術(shù)是為空間應(yīng)用及空間科學提供技術(shù)手段和保障條件的綜合性工程技術(shù)。空間應(yīng)用是將空間技術(shù)及空間科學成果應(yīng)用于國民經(jīng)濟、國防建設(shè)和文化教育等領(lǐng)域的各種內(nèi)容的統(tǒng)稱。空間科學則是指利用空間技術(shù)對宇宙空間的各種現(xiàn)象及規(guī)律的探索和研究，可為空間技術(shù)和空間應(yīng)用的持續(xù)發(fā)展提供科學研究基礎(chǔ)。空間科學、空間技術(shù)、空間應(yīng)用三者互為促進，密不可分［13］。 人類要實現(xiàn)航天活動，就要建立龐大的航天工程系統(tǒng)，簡稱航天系統(tǒng)。航天系統(tǒng)是由航天器、航天運輸系統(tǒng)、航天發(fā)射場系統(tǒng)、航天測控網(wǎng)、應(yīng)用系統(tǒng)組成的完成特定航天任務(wù)的工程系統(tǒng)。航天器是指在地球大氣層以外的宇宙空間（太空）執(zhí)行探索、開發(fā)和利用太空以及地球以外天體的特定任務(wù)的飛行器，又稱空間飛行器。航天運輸系統(tǒng)是指在地球和太空之間或在太空中運送航天器、人員或物資的飛行器系統(tǒng)。航天發(fā)射場系統(tǒng)是指發(fā)射航天器的基地，包括測試區(qū)、發(fā)射區(qū)、指揮控制中心等。航天測控網(wǎng)是指對航天運輸系統(tǒng)、航天器進行跟蹤、測量、監(jiān)視、指揮和控制的綜合系統(tǒng)。應(yīng)用系統(tǒng)是指航天器的用戶系統(tǒng)。其中，航天器是航天系統(tǒng)的核心［46］。 1.2航天器常見類別 自1957年世界上**個航天器成功發(fā)射以來，人類航天經(jīng)過了六十余年的快速發(fā)展，發(fā)射了大量種類、功能各異的航天器。航天器通常由平臺與有效載荷兩部分組成。其中，平臺是為有效載荷正常工作提供支持和保障的所有部件的總稱。有效載荷是指航天器上直接執(zhí)行特定任務(wù)的儀器、設(shè)備或系統(tǒng)［7］。 依據(jù)不同的分類準則，航天器可被劃分為不同的類別。 按是否載人，航天器通常可分為無人航天器和載人航天器兩大類［8］。載人航天器可分為載人飛船、航天飛機、空間站等，例如我國的“天宮空間站”等。按是否環(huán)繞地球運行，無人航天器又分為人造地球衛(wèi)星和空間探測器兩大類。人造地球衛(wèi)星是指環(huán)繞地球運行的無人航天器，簡稱人造衛(wèi)星或衛(wèi)星，是發(fā)射數(shù)量*多、用途*廣的航天器。空間探測器是指對月球以及遠天體和空間進行探測的無人航天器，如我國的“天問一號”火星探測器［9］（圖1-1）。 圖1-1“天問一號”火星探測器 圖1-2典型的自旋穩(wěn)定航天器 按姿態(tài)控制方式，航天器則可分為自旋穩(wěn)定航天器、重力梯度穩(wěn)定航天器及三軸穩(wěn)定航天器。自旋穩(wěn)定航天器整體呈繞自旋軸的對稱構(gòu)型，包括繞通過球心中軸旋轉(zhuǎn)的球形和繞通過柱心主軸旋轉(zhuǎn)的圓柱形等。對于圓柱形航天器，一般做成直徑大于高度的構(gòu)型，使得自旋軸與*大慣量軸重合，有利于整體的穩(wěn)定。此外，自旋穩(wěn)定航天器器體上一般貼有太陽電池片，以便在任何時候都有部分太陽電池片受到太陽照射以獲得能源［10］。典型的自旋穩(wěn)定航天器如圖1-2所示。 重力梯度穩(wěn)定航天器在繞地球運行時，利用航天器各部分質(zhì)量所受到的不同引力所產(chǎn)生的重力梯度力矩來穩(wěn)定航天器姿態(tài)［11］。為獲得足夠的控制力矩，這類航天器一般都設(shè)有一根重力桿。重力桿的長度一般大于航天器高度。為使航天器裝入整流罩內(nèi)，重力桿要做成可伸縮的結(jié)構(gòu)。在發(fā)射時，重力桿收攏在航天器體內(nèi)，入軌后再伸展到需要的長度［12］。 三軸穩(wěn)定航天器的構(gòu)型不像上述兩種航天器那樣具有明顯的特點。三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制系統(tǒng)一般由姿態(tài)敏感器、姿態(tài)控制器和姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)三個子系統(tǒng)組成。航天器的構(gòu)型必須滿足姿態(tài)敏感器能夠指向其敏感對象（如地球、太陽和其他特定恒星等）的要求。以噴氣推力器作為執(zhí)行機構(gòu)的三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制系統(tǒng)，至少在俯仰、偏航和滾動三個軸各安裝一對推力相反的推力器。構(gòu)型設(shè)計時，應(yīng)注意使推力器產(chǎn)生的控制力矩能實施高效率的控制，以節(jié)約推進劑。以飛輪為主的三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制系統(tǒng)，在用噴氣力矩作為輔助時也要注意上述問題［13］。典型的三軸穩(wěn)定衛(wèi)星“風云三號”如圖1-3所示。 圖13典型的三軸穩(wěn)定衛(wèi)星“風云三號” 此外，航天器通常是多部件組合體，按照部件的剛?cè)釋傩裕煞譃槎鄤傮w航天器及多柔體航天器。 剛體是對剛硬物體的抽象，可視為由密集質(zhì)點組成的質(zhì)點系，其中任意兩個質(zhì)點之間的距離在運動過程中保持不變。變形很小的物體或雖有變形但不影響整體運動特性的物體亦可簡化為剛體。多剛體航天器即由多個剛體部件組成的航天器，各個剛體部件之間通常通過緊固螺栓、鉚接或焊接等方式實現(xiàn)剛性連接，在運動過程中相對位置不發(fā)生變化。在航天技術(shù)發(fā)展初期，航天器的柔性部件質(zhì)量和慣量占整體質(zhì)量和慣量的比例較低，是大中心剛體小柔性部件的耦合形式，柔性部件的振動幾乎不會引起中心剛體的運動。同時，早期科學載荷對指向控制性能要求不高。因此，通常可忽略航天器部件的變形，將其簡化為不變形的多剛體系統(tǒng)，基于多剛體系統(tǒng)動力學理論研究其運動和控制［1416］。 柔體相對于剛體而言，其在運動過程中質(zhì)點間距離會發(fā)生變化。航天器中，大型太陽翼、天線等均是典型的柔體，具有大跨度、低剛度、弱阻尼、模態(tài)密集等特點。隨著新一代航天器對多功能、長壽命的要求越來越高，大面積太陽翼、大型天線等大柔性部件在航天器中的應(yīng)用愈發(fā)廣泛，其尺寸、體積和質(zhì)量在航天器整體中占比越來越高，形成多柔體航天器，并逐漸成為當前航天器的主要形式［17］。多柔體航天器動力學特性復雜，難以對其進行精確的動力學建模，不能簡單將航天器整體簡化為剛體或半剛體進行控制。1958年美國發(fā)射了“探險者1號”衛(wèi)星，該衛(wèi)星帶有四根鞭狀天線。在設(shè)計該衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)時，將其視為剛性衛(wèi)星模型進行設(shè)計，*終該衛(wèi)星因四根鞭狀天線的振動耗散了能量使得衛(wèi)星翻滾失控。圖1-4為帶有柔性附件的航天器示意圖。 圖1-4帶有柔性附件的航天器示意圖 多柔體航天器是由多個柔性部件和剛性部件連接而成的組合體，剛?cè)岵考g除了剛性固連方式以外，還通過稱為鉸的元件加以連接以實現(xiàn)剛?cè)岵考g的相對轉(zhuǎn)動。從運動學角度看，鉸是對鄰接剛體施加運動學約束的元件。典型的鉸元件如圖15所示。 圖1-5典型的鉸元件 不論是多剛體航天器還是多柔體航天器，諸體之間不論是剛性固連或鉸鏈，部件之間均為物理接觸型連接狀態(tài)，這就造成了多體之間運動狀態(tài)的相互約束與耦合。特別是對航天器平臺與有效載荷而言，這種接觸型連接所造成的約束與耦合對載荷指向的高精度控制的實現(xiàn)制造了很大麻煩。在高分辨率遙感、大比例尺測繪等現(xiàn)代航天任務(wù)中，隨著精密載荷對指向精度及穩(wěn)定度的要求日益提升，如何實現(xiàn)航天器姿態(tài)與載荷指向的高精度控制已成為當前航天研究的重點和難點問題之一。 1.3航天器構(gòu)型設(shè)計與高精度控制難題 多柔體航天器部件間的組合與連接方式是航天器構(gòu)型與結(jié)構(gòu)設(shè)計需要考慮的重要問題之一。由于航天器在主動段、穩(wěn)態(tài)飛行段以及在軌機動段等各種不同任務(wù)階段的力學環(huán)境條件很不相同，而其中尤以主動段的力學環(huán)境*為惡劣，因此航天器的構(gòu)型設(shè)計需要著重考慮滿足主動段的力學環(huán)境約束。采用有效載荷與平臺接觸型連接的方式，能夠使得航天器的各分系統(tǒng)與產(chǎn)品在主動段高幅值、寬頻帶（一般典型值為102～103g、0～104Hz）的力學沖擊下仍然能夠保持設(shè)計的性能，并且在姿態(tài)控制精度要求不高的時候同樣可以滿足空間運行需求。 但是，隨著精密科學載荷在空間中的應(yīng)用，其對航天器高精度姿態(tài)控制提出了較高需求。此時，對于多剛體航天器，平臺飛輪、太陽翼驅(qū)動機構(gòu)等活動部件產(chǎn)生的微振動將顯著影響航天器的姿態(tài)控制精度。對于多柔體航天器，除了活動部件的微振動以外，柔性部件產(chǎn)生的撓性振動亦不可忽視。由于航天器在空間軌道上是在接近于零的過載下（微重力、無機動情況）工作的，因此，太陽翼、天線等柔性部件都設(shè)計得盡可能輕量化。又由于航天器在發(fā)射入軌過程中，要承受很大的力學過載，通常將其以緊湊形式折疊安裝于航天器上，入軌后再展開。在展開過程中，除了柔性部件本身有彈性位移以外，柔性部件與航天器本體之間以及各柔性部件之間都有相對的剛體位移。并且已經(jīng)展開狀態(tài)的柔性部件，在航天器姿態(tài)控制與機動過程中相對航天器也會產(chǎn)生彈性及剛體位移。這些撓性振動動力學特性復雜，難以對其進行精確地建模，也就無法實現(xiàn)高精度的抑制，*終直接影響航天器姿態(tài)控制的精度。因此，航天器有效載荷的高精度、高穩(wěn)定度指向控制問題已經(jīng)成為當前航天器設(shè)計所面臨的瓶頸難題之一。 1.4本書的內(nèi)容安排 本書將主要圍繞航天器的構(gòu)型設(shè)計與高精度控制這一主旨問題，介紹一種全新的總體設(shè)計方法——非接觸分體式設(shè)計，由此引出一類新概念航天器——浮體式航天器。然后重點針對浮體式航天器的動力學及控制問題進行全面而深入地闡述。 第2章分析了當前航天器姿態(tài)控制面臨的挑戰(zhàn)與難題。由此，給出了浮體式航天器的設(shè)計思路，并概要地闡述了浮體式航天器總體設(shè)計中的幾個關(guān)鍵技術(shù)問題的一般性解決方法，提出了與浮體式航天器控制相關(guān)的幾個重要概念。相較于傳統(tǒng)設(shè)計，浮體式航天器在構(gòu)型布局上提出的兩艙可分離、非接觸分體式設(shè)計技術(shù)，主要帶來了平臺的結(jié)構(gòu)與熱控、信息與能源，以及姿態(tài)穩(wěn)定控制等相關(guān)分系統(tǒng)設(shè)計的變化。 第3章從傳統(tǒng)航天器的一般運動方程出發(fā)，分析了浮體式航天器的運動特性，建立了載荷艙自身姿態(tài)和軌道運動模型、服務(wù)艙自身姿態(tài)和軌道運動模型、艙間作動執(zhí)行機構(gòu)的作用模型、艙間相對位置與姿態(tài)運動模型，構(gòu)建了浮體式航天器的一般運動方程；進一步分析了浮體式航天器的運動控制問題，并針對該控制問題分別提出了非接觸整體穩(wěn)定控制和非接觸主從協(xié)同控制兩種控制策略。
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