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浮體式航天器動力學與控制 版權信息
- ISBN：9787030733399
- 條形碼：9787030733399 ; 978-7-03-073339-9
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
浮體式航天器動力學與控制 內容簡介
本書面向大型復雜航天器控制工程設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計新方法，并基于此，提煉出兩個關鍵的航天器新概念：分體與協同。同時，相應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的控制理論：協同優化控制理論。
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航天器構型設計與高精度控制難題005
1.4本書的內容安排006
第2章浮體式航天器概念的提出008
2.1傳統航天器的姿態控制009
2.1.1姿態控制系統概述009
2.1.2敏感器與執行機構010
2.1.3大型撓性航天器的姿態控制013
2.2浮體式航天器定義032
2.3浮體式航天器設計概要032
2.3.1浮體式航天器構型033
2.3.2動靜隔離布局034
2.3.3結構與熱控分系統設計034
2.3.4能源分系統設計035
2.3.5信息分系統設計036
2.3.6浮體式航天器的控制問題037
2.4小結040
第3章浮體式航天器運動方程041
3.1傳統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坐標系定義與轉換關系046
3.3.1坐標系定義046
3.3.2坐標系轉換047
3.4載荷艙和服務艙自身姿態和軌道運動建模052
3.4.1載荷艙自身姿態和軌道運動建模052
3.4.2服務艙自身姿態和軌道運動建模056
3.5艙間作動執行機構的作用模型060
3.6艙間相對位置與姿態運動建模064
3.6.1艙間相對位置動力學模型064
3.6.2艙間相對姿態動力學模型067
3.6.3艙間相對姿態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082
第4章非接觸整體穩定控制084
4.1兩艙獨立和相對狀態的測量與確定084
4.1.1載荷艙姿態確定084
4.1.2艙間相對位置與相對姿態的測量與確定091
4.1.3服務艙姿態確定096
4.2整體穩定控制系統設計與分析097
4.2.1控制系統總體設計097
4.2.2可控性分析099
4.2.3可觀性分析103
4.2.4控制器設計與穩定性分析107
4.3小結121
第5章非接觸主從協同控制122
5.1主從協同控制系統設計與分析123
5.1.1控制系統總體設計123
5.1.2可控性分析124
5.1.3可觀性分析125
5.1.4控制器設計與穩定性分析126
5.2與整體穩定控制的對比分析131
5.3與傳統航天器控制性能對比132
5.3.1傳統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與傳統航天器控制方法比較138
5.4.1總體設計思想不同138
5.4.2控制對象和力學模型不同139
5.4.3控制方法與設計不同140
5.5小結142
第6章數學仿真與分析143
6.1浮體式航天器設計實例143
6.2仿真用航天器系統參數145
6.3數值仿真146
6.3.1傳統固連航天器控制146
6.3.2整體穩定控制148
6.3.3主從協同控制152
6.4總結分析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航天器構型設計與高精度控制難題005
1.4本書的內容安排006
第2章浮體式航天器概念的提出008
2.1傳統航天器的姿態控制009
2.1.1姿態控制系統概述009
2.1.2敏感器與執行機構010
2.1.3大型撓性航天器的姿態控制013
2.2浮體式航天器定義032
2.3浮體式航天器設計概要032
2.3.1浮體式航天器構型033
2.3.2動靜隔離布局034
2.3.3結構與熱控分系統設計034
2.3.4能源分系統設計035
2.3.5信息分系統設計036
2.3.6浮體式航天器的控制問題037
2.4小結040
第3章浮體式航天器運動方程041
3.1傳統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坐標系定義與轉換關系046
3.3.1坐標系定義046
3.3.2坐標系轉換047
3.4載荷艙和服務艙自身姿態和軌道運動建模052
3.4.1載荷艙自身姿態和軌道運動建模052
3.4.2服務艙自身姿態和軌道運動建模056
3.5艙間作動執行機構的作用模型060
3.6艙間相對位置與姿態運動建模064
3.6.1艙間相對位置動力學模型064
3.6.2艙間相對姿態動力學模型067
3.6.3艙間相對姿態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082
第4章非接觸整體穩定控制084
4.1兩艙獨立和相對狀態的測量與確定084
4.1.1載荷艙姿態確定084
4.1.2艙間相對位置與相對姿態的測量與確定091
4.1.3服務艙姿態確定096
4.2整體穩定控制系統設計與分析097
4.2.1控制系統總體設計097
4.2.2可控性分析099
4.2.3可觀性分析103
4.2.4控制器設計與穩定性分析107
4.3小結121
第5章非接觸主從協同控制122
5.1主從協同控制系統設計與分析123
5.1.1控制系統總體設計123
5.1.2可控性分析124
5.1.3可觀性分析125
5.1.4控制器設計與穩定性分析126
5.2與整體穩定控制的對比分析131
5.3與傳統航天器控制性能對比132
5.3.1傳統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與傳統航天器控制方法比較138
5.4.1總體設計思想不同138
5.4.2控制對象和力學模型不同139
5.4.3控制方法與設計不同140
5.5小結142
第6章數學仿真與分析143
6.1浮體式航天器設計實例143
6.2仿真用航天器系統參數145
6.3數值仿真146
6.3.1傳統固連航天器控制146
6.3.2整體穩定控制148
6.3.3主從協同控制152
6.4總結分析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 節選
第1章緒論 1.1航天器概念 航天是指進入、探索、開發和利用太空（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、空間應用三大部分。空間技術是為空間應用及空間科學提供技術手段和保障條件的綜合性工程技術。空間應用是將空間技術及空間科學成果應用于國民經濟、國防建設和文化教育等領域的各種內容的統稱。空間科學則是指利用空間技術對宇宙空間的各種現象及規律的探索和研究，可為空間技術和空間應用的持續發展提供科學研究基礎。空間科學、空間技術、空間應用三者互為促進，密不可分［13］。 人類要實現航天活動，就要建立龐大的航天工程系統，簡稱航天系統。航天系統是由航天器、航天運輸系統、航天發射場系統、航天測控網、應用系統組成的完成特定航天任務的工程系統。航天器是指在地球大氣層以外的宇宙空間（太空）執行探索、開發和利用太空以及地球以外天體的特定任務的飛行器，又稱空間飛行器。航天運輸系統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。航天發射場系統是指發射航天器的基地，包括測試區、發射區、指揮控制中心等。航天測控網是指對航天運輸系統、航天器進行跟蹤、測量、監視、指揮和控制的綜合系統。應用系統是指航天器的用戶系統。其中，航天器是航天系統的核心［46］。 1.2航天器常見類別 自1957年世界上**個航天器成功發射以來，人類航天經過了六十余年的快速發展，發射了大量種類、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行特定任務的儀器、設備或系統［7］。 依據不同的分類準則，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。按是否環繞地球運行，無人航天器又分為人造地球衛星和空間探測器兩大類。人造地球衛星是指環繞地球運行的無人航天器，簡稱人造衛星或衛星，是發射數量*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典型的自旋穩定航天器 按姿態控制方式，航天器則可分為自旋穩定航天器、重力梯度穩定航天器及三軸穩定航天器。自旋穩定航天器整體呈繞自旋軸的對稱構型，包括繞通過球心中軸旋轉的球形和繞通過柱心主軸旋轉的圓柱形等。對于圓柱形航天器，一般做成直徑大于高度的構型，使得自旋軸與*大慣量軸重合，有利于整體的穩定。此外，自旋穩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］。典型的自旋穩定航天器如圖1-2所示。 重力梯度穩定航天器在繞地球運行時，利用航天器各部分質量所受到的不同引力所產生的重力梯度力矩來穩定航天器姿態［11］。為獲得足夠的控制力矩，這類航天器一般都設有一根重力桿。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，重力桿要做成可伸縮的結構。在發射時，重力桿收攏在航天器體內，入軌后再伸展到需要的長度［12］。 三軸穩定航天器的構型不像上述兩種航天器那樣具有明顯的特點。三軸穩定姿態控制系統一般由姿態敏感器、姿態控制器和姿態控制執行機構三個子系統組成。航天器的構型必須滿足姿態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行機構的三軸穩定姿態控制系統，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。構型設計時，應注意使推力器產生的控制力矩能實施高效率的控制，以節約推進劑。以飛輪為主的三軸穩定姿態控制系統，在用噴氣力矩作為輔助時也要注意上述問題［13］。典型的三軸穩定衛星“風云三號”如圖1-3所示。 圖13典型的三軸穩定衛星“風云三號” 此外，航天器通常是多部件組合體，按照部件的剛柔屬性，可分為多剛體航天器及多柔體航天器。 剛體是對剛硬物體的抽象，可視為由密集質點組成的質點系，其中任意兩個質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剛性連接，在運動過程中相對位置不發生變化。在航天技術發展初期，航天器的柔性部件質量和慣量占整體質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，基于多剛體系統動力學理論研究其運動和控制［1416］。 柔體相對于剛體而言，其在運動過程中質點間距離會發生變化。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用愈發廣泛，其尺寸、體積和質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年美國發射了“探險者1號”衛星，該衛星帶有四根鞭狀天線。在設計該衛星的姿態控制系統時，將其視為剛性衛星模型進行設計，*終該衛星因四根鞭狀天線的振動耗散了能量使得衛星翻滾失控。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，剛柔部件之間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剛柔部件間的相對轉動。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，這就造成了多體之間運動狀態的相互約束與耦合。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制造了很大麻煩。在高分辨率遙感、大比例尺測繪等現代航天任務中，隨著精密載荷對指向精度及穩定度的要求日益提升，如何實現航天器姿態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航天器構型設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型與結構設計需要考慮的重要問題之一。由于航天器在主動段、穩態飛行段以及在軌機動段等各種不同任務階段的力學環境條件很不相同，而其中尤以主動段的力學環境*為惡劣，因此航天器的構型設計需要著重考慮滿足主動段的力學環境約束。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與產品在主動段高幅值、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計的性能，并且在姿態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用，其對航天器高精度姿態控制提出了較高需求。此時，對于多剛體航天器，平臺飛輪、太陽翼驅動機構等活動部件產生的微振動將顯著影響航天器的姿態控制精度。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計得盡可能輕量化。又由于航天器在發射入軌過程中，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。并且已經展開狀態的柔性部件，在航天器姿態控制與機動過程中相對航天器也會產生彈性及剛體位移。這些撓性振動動力學特性復雜，難以對其進行精確地建模，也就無法實現高精度的抑制，*終直接影響航天器姿態控制的精度。因此，航天器有效載荷的高精度、高穩定度指向控制問題已經成為當前航天器設計所面臨的瓶頸難題之一。 1.4本書的內容安排 本書將主要圍繞航天器的構型設計與高精度控制這一主旨問題，介紹一種全新的總體設計方法——非接觸分體式設計，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控制面臨的挑戰與難題。由此，給出了浮體式航天器的設計思路，并概要地闡述了浮體式航天器總體設計中的幾個關鍵技術問題的一般性解決方法，提出了與浮體式航天器控制相關的幾個重要概念。相較于傳統設計，浮體式航天器在構型布局上提出的兩艙可分離、非接觸分體式設計技術，主要帶來了平臺的結構與熱控、信息與能源，以及姿態穩定控制等相關分系統設計的變化。 第3章從傳統航天器的一般運動方程出發，分析了浮體式航天器的運動特性，建立了載荷艙自身姿態和軌道運動模型、服務艙自身姿態和軌道運動模型、艙間作動執行機構的作用模型、艙間相對位置與姿態運動模型，構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定控制和非接觸主從協同控制兩種控制策略。
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