本文關(guān)鍵詞：考慮推力約束的航天器交會制導(dǎo)策略研究

  更多相關(guān)文章： 航天器交會 制導(dǎo)策略 自由繞飛 推力約束 滿意控制 模型預(yù)測控制

【摘要】：空間交會是航天器相對運(yùn)動的一種形式,為了實現(xiàn)追蹤航天器和目標(biāo)航天器的交會,需要進(jìn)行復(fù)雜的軌道機(jī)動控制。目前空間交會任務(wù)復(fù)雜多樣,而且交會過程存在各種各樣的限制,比如狀態(tài)約束、推力約束等,同時不同任務(wù)的優(yōu)化目標(biāo)不同,比如最少時間、能耗最優(yōu)等,因此針對不同的航天任務(wù)的特點,設(shè)計合適的制導(dǎo)策略,具有重要的意義。本文以空間交會為背景,交會過程考慮航天器推力約束,提出了基于滿意控制理論和基于模型預(yù)測控制理論的制導(dǎo)策略。首先,本文建立了航天器間的動力學(xué)模型。采用變量代換的方法,將以時間為變量的動力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為以真近點角為變量的形式。之后研究了航天器的自由繞飛情形,通過對動力學(xué)方程積分推導(dǎo)出自由繞飛的解析解,給出狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的形式,并進(jìn)行了仿真分析。仿真結(jié)果說明了在特殊情況下,自由繞飛軌道可以是嚴(yán)格的橢圓軌道,為交會初始狀態(tài)的選擇提供了依據(jù)。其次,本文引入了滿意控制理論,介紹了其相關(guān)知識�；跐M意控制理論,以二次型指標(biāo)為目標(biāo)函數(shù),考慮推力約束,設(shè)計了滿意控制制導(dǎo)策略。通過可變參數(shù)對閉環(huán)極點分布的影響,分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性,進(jìn)而為選擇保證系統(tǒng)穩(wěn)定的參數(shù)值提供了依據(jù),之后進(jìn)行了數(shù)值仿真。仿真結(jié)果驗證了算法的有效性。再次,本文研究了交會中的模型預(yù)測控制制導(dǎo)策略。首先介紹了模型預(yù)測控制的基本理論,然后由離散的交會動力學(xué)模型推出預(yù)測模型,以離散二次型指標(biāo)為目標(biāo)函數(shù),推導(dǎo)了無約束下的控制律。加入推力約束后,設(shè)計了約束模型預(yù)測控制制導(dǎo)策略。局部鎮(zhèn)定器、終端代價函數(shù)和終端約束集是影響系統(tǒng)穩(wěn)定性的三大因素,通過迭代求解了局部鎮(zhèn)定器和終端代價函數(shù),基于線性矩陣不等式理論求解終端約束集。數(shù)值仿真結(jié)果驗證了算法的有效性。最后,本文對以上兩種算法進(jìn)行了性能分析。通過對比分析初始點可行域、約束要求、交會時間、性能指標(biāo)和能耗指標(biāo)等方面,滿意控制算法適合全域強(qiáng)約束情形,具有性能優(yōu)、能耗小等優(yōu)點,但是交會花費的時間很長;而模型預(yù)測控制算法適合松約束情形,交會時間短,但是在性能指標(biāo)和能耗指標(biāo)上表現(xiàn)不佳,而且對初始點的選擇要求苛刻。兩種算法的對比分析為不同的航天任務(wù)選擇合適的制導(dǎo)策略提供了依據(jù),以更好地完成目標(biāo)。
【關(guān)鍵詞】：航天器交會 制導(dǎo)策略 自由繞飛 推力約束 滿意控制 模型預(yù)測控制
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V526;V448.2
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-10
• 第1章 緒論10-21
• 1.1 研究的背景目的及意義10-11
• 1.2 國內(nèi)外航天器交會現(xiàn)狀11-16
• 1.2.1 美國11-13
• 1.2.2 蘇聯(lián)/俄羅斯13-14
• 1.2.3 歐洲14-15
• 1.2.4 日本15-16
• 1.2.5 中國16
• 1.3 交會控制技術(shù)研究現(xiàn)狀16-19
• 1.3.1 國內(nèi)研究現(xiàn)狀16-17
• 1.3.2 國外研究現(xiàn)狀17-18
• 1.3.3 滿意控制理論現(xiàn)狀18
• 1.3.4 模型預(yù)測控制理論現(xiàn)狀18-19
• 1.4 本文主要研究內(nèi)容19-21
• 第2章 交會動力學(xué)模型和自由繞飛軌道的研究21-33
• 2.1 引言21
• 2.2 航天器間的動力學(xué)模型21-24
• 2.2.1 坐標(biāo)系描述21-22
• 2.2.2 以時間為變量的動力學(xué)模型22-23
• 2.2.3 以真近點角為變量的動力學(xué)模型23-24
• 2.3 追蹤航天器的自由繞飛情形24-31
• 2.3.1 自由繞飛的解析解25-27
• 2.3.2 初始狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣27-28
• 2.3.3 真近點角28-29
• 2.3.4 數(shù)值仿真分析29-31
• 2.4 本章小結(jié)31-33
• 第3章 有推力約束的滿意控制交會制導(dǎo)策略研究33-51
• 3.1 引言33
• 3.2 滿意控制理論33-36
• 3.3 基于滿意控制理論的控制器設(shè)計36-42
• 3.3.1 約束交會問題描述36-37
• 3.3.2 目標(biāo)函數(shù)的選擇37
• 3.3.3 滿意集37-40
• 3.3.4 控制器設(shè)計40-42
• 3.4 穩(wěn)定性討論42-47
• 3.4.1 q對系統(tǒng)穩(wěn)定的影響43
• 3.4.2 η 對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響43-44
• 3.4.3 b對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響44-45
• 3.4.4 |θ|∞隨b, η, q的變化45-47
• 3.5 數(shù)值仿真分析47-50
• 3.5.1 b, η, q的選取47
• 3.5.2 仿真條件及結(jié)果47-50
• 3.5.3 結(jié)果分析50
• 3.6 本章小結(jié)50-51
• 第4章 有推力約束的模型預(yù)測控制交會制導(dǎo)策略研究51-67
• 4.1 引言51
• 4.2 模型預(yù)測控制理論51-55
• 4.2.1 預(yù)測控制的基本原理52-53
• 4.2.2 預(yù)測環(huán)節(jié)53-54
• 4.2.3 指標(biāo)函數(shù)的選擇54-55
• 4.3 動力學(xué)模型離散化55-57
• 4.4 無約束模型預(yù)測控制器設(shè)計57
• 4.5 約束模型預(yù)測控制算法57-61
• 4.5.1 約束條件57
• 4.5.2 MPC穩(wěn)定性分析57-60
• 4.5.3 約束MPC算法60-61
• 4.6 數(shù)值仿真分析61-66
• 4.6.1 局部鎮(zhèn)定器和終端代價函數(shù)及終端約束集的解61-64
• 4.6.2 仿真條件及結(jié)果64-65
• 4.6.3 結(jié)果分析65-66
• 4.7 本章小結(jié)66-67
• 第5章 交會制導(dǎo)策略的性能分析67-73
• 5.1 引言67
• 5.2 初始點可行域67-68
• 5.3 約束要求68-69
• 5.4 交會時間69-70
• 5.5 性能指標(biāo)和能耗指標(biāo)70-72
• 5.6 本章小結(jié)72-73
• 結(jié)論73-75
• 參考文獻(xiàn)75-79
• 攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的論文及其他成果79-81
• 致謝81

【參考文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前9條

1 潘剛,任萱;空間交會對接中太陽光照窗口的研究[J];飛行力學(xué);2002年02期

2 林來興;;四十年空間交會對接技術(shù)的發(fā)展[J];航天器工程;2007年04期

3 朱彥偉;楊樂平;;航天器近距離相對運(yùn)動的魯棒約束模型預(yù)測控制[J];控制理論與應(yīng)用;2009年11期

4 孫新柱;胡壽松;;多目標(biāo)約束下的滿意容錯控制方法[J];自動化學(xué)報;2008年08期

5 鄧泓;孫兆偉;仲惟超;;控制輸入受限的攔截衛(wèi)星軌道魯棒H_2/H_∞控制[J];控制理論與應(yīng)用;2012年09期

6 周姜濱;袁建平;羅建軍;;空間飛行器連續(xù)徑向推力機(jī)動軌道研究[J];宇航學(xué)報;2009年01期

7 王兆魁;張育林;;推力方向受限條件下的編隊構(gòu)型變結(jié)構(gòu)控制[J];宇航學(xué)報;2009年02期

8 顧大可;段廣仁;張卯瑞;;有限推力交會的最省燃料軌跡[J];宇航學(xué)報;2010年01期

9 朱仁璋;湯溢;李頤黎;林彥;;航天器交會飛行設(shè)計方法研究[J];中國空間科學(xué)技術(shù);2006年01期

，

本文編號：571264