太阳帆板扰动下的DFP航天器姿态控制方案

为更好的满足无扰载荷(Disturbance-free payload,DFP)航天器在未来太空探索的应用,本文针对支持模块(support module,SM)太阳帆板的扰动会造成SM的姿态失控的问题,考虑了SM太阳帆板扰动的影响,建立了SM的刚柔耦合动力学方程和有效载荷模块(payload module,PM)的刚体姿态动力学方程。在此基础上分别建立PM姿态PD控制律,SM姿态PD鲁棒控制律、PM和SM相对位置PD控制律,考虑执行器和传感器以及太空环境的影响对PM和SM模块进行仿真分析,结果表明了太阳能帆板的振动对SM姿态控制产生较大影响,采用PD鲁棒控制律很好的提升了SM姿态控制的稳定性其指向精度高出三个数量级。

无扰载荷航天器相对运动动力学建模

为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控制的特殊性,建立了SM相对PM的相对姿态动力学模型和PM相对SM的相对平动动力学模型,然后采用比例微分(PD)控制方法设计了DFP航天器的控制系统。数值仿真结果表明,定向状态或姿态机动过程PM与SM六自由度相对运动均满足非接触式作动器作用范围的要求,既可保证PM与SM无机械接触,又可实现对PM精确定向和姿态机动,说明六自由度相对运动动力学建模对研究DFP航天器具有重要意义。

反电动势对无扰载荷航天器精确定向的影响

无扰载荷航天器中非接触式作动器反电动势会引起有效载荷模块与支持模块之间的耦合,影响有效载荷模块的精确定向性能。通过建立无扰载荷航天器的耦合动力学模型,分析非接触式作动器反电动势对有效载荷模块精确定向性能的影响。考虑六支杆立方构型无扰载荷接口,结合拉格朗日方程和牛顿欧拉方法建立有效载荷模块平台动力学模型。推导非接触式作动器的输出力模型,并引入有效载荷模块平台动力学模型,给出考虑非接触式作动器反电动势的耦合动力学模型。将支持模块上飞轮动静不平衡引起的谐振作为干扰力矩,建立了无扰载荷航天器在轨定向状态的Simulink仿真模型。仿真结果表明,反电动势系数越大,干扰力矩对有效载荷模块的影响越大,有效载荷模块精确定向精度越低。