【摘 要】
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航天科技的未来发展迫切需要掌握卫星编队飞行、在轨服务以及大型空间结构在轨组装等先进航天技术。此类任务涉及多空间物体的接近操作,必须避免因几何外形干涉所导致的碰撞
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航天科技的未来发展迫切需要掌握卫星编队飞行、在轨服务以及大型空间结构在轨组装等先进航天技术。此类任务涉及多空间物体的接近操作,必须避免因几何外形干涉所导致的碰撞。目前针对航天器避障的研究大多基于刚体动力学,不考虑柔性变形因素对避障机动的影响。然而,航天器机动过程可能激发结构的柔性振动。此外,太空环境中柔性部件的振动往往衰减缓慢。结构振动不但会影响耦合系统的姿态稳定,还会降低后续工作的精度和效率,甚至直接导致任务的失败。本文主要研究带柔性附件航天器在障碍物环境中的位置、姿态机动问题。主要研究内容和结果如下:1.将带柔性附件航天器系统简化为中心刚体—柔性梁系统。分别通过假设模态法和经典卡尔丹角,对柔性梁横向振动和航天器本体姿态进行描述。基于拉格朗日方程建立了带柔性梁附件航天器三维动力学模型。2.同时考虑带柔性附件航天器和障碍物几何外形,利用超二次曲面建立了空间物体防碰撞包围盒模型。根据包围盒间距离和防碰撞人工势函数梯度,对航天器本体施加排斥力和力矩,实现防碰撞控制。3.假定附件柔性变形不可测,仅以航天器本体状态信息为反馈量,设计了两类位置、姿态机动控制律。一是借鉴通常的刚体卫星位姿控制思路,设计了位置PD控制以及姿态四元数反馈控制律;二是基于对系统的无源特性分析和能量控制思想,设计了广义坐标及其变化率反馈控制律。最终,将位姿控制力/力矩与避障排斥力/力矩相叠加,得到系统位姿机动和避障联合控制力。通过数值仿真算例研究,验证了所述方法的有效性。
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