浮体式航天器动力学与控制

第1章绪论 　　1.1航天器概念 　　航天是指进入、探索、开发和利用太空（即地球大气层以外的宇宙空间，又称外层空间）以及地球以外天体的各种活动的总称。航天活动包括空间科学、空间技术、空间应用三大部分。空间技术是为空间应用及空间科学提供技术手段和保障条件的综合性工程技术。空间应用是将空间技术及空间科学成果应用于国民经济、国防建设和文化教育等领域的各种内容的统称。空间科学则是指利用空间技术对宇宙空间的各种现象及规律的探索和研究，可为空间技术和空间应用的持续发展提供科学研究基础。空间科学、空间技术、空间应用三者互为促进，密不可分［13］。 　　人类要实现航天活动，就要建立庞大的航天工程系统，简称航天系统。航天系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场系统、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。航天器是指在地球大气层以外的宇宙空间（太空）执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务的飞行器，又称空间飞行器。航天运输系统是指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统。航天发射场系统是指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、指挥控制中心等。航天测控网是指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统。应用系统是指航天器的用户系统。其中，航天器是航天系统的核心［46］。 　　1.2航天器常见类别 　　自1957年世界上**个航天器成功发射以来，人类航天经过了六十余年的快速发展，发射了大量种类、功能各异的航天器。航天器通常由平台与有效载荷两部分组成。其中，平台是为有效载荷正常工作提供支持和保障的所有部件的总称。有效载荷是指航天器上直接执行特定任务的仪器、设备或系统［7］。 　　依据不同的分类准则，航天器可被划分为不同的类别。 　　按是否载人，航天器通常可分为无人航天器和载人航天器两大类［8］。载人航天器可分为载人飞船、航天飞机、空间站等，例如我国的“天宫空间站”等。按是否环绕地球运行，无人航天器又分为人造地球卫星和空间探测器两大类。人造地球卫星是指环绕地球运行的无人航天器，简称人造卫星或卫星，是发射数量*多、用途*广的航天器。空间探测器是指对月球以及远天体和空间进行探测的无人航天器，如我国的“天问一号”火星探测器［9］（图1-1）。 　　图1-1“天问一号”火星探测器 　　图1-2典型的自旋稳定航天器 　　按姿态控制方式，航天器则可分为自旋稳定航天器、重力梯度稳定航天器及三轴稳定航天器。自旋稳定航天器整体呈绕自旋轴的对称构型，包括绕通过球心中轴旋转的球形和绕通过柱心主轴旋转的圆柱形等。对于圆柱形航天器，一般做成直径大于高度的构型，使得自旋轴与*大惯量轴重合，有利于整体的稳定。此外，自旋稳定航天器器体上一般贴有太阳电池片，以便在任何时候都有部分太阳电池片受到太阳照射以获得能源［10］。典型的自旋稳定航天器如图1-2所示。 　　重力梯度稳定航天器在绕地球运行时，利用航天器各部分质量所受到的不同引力所产生的重力梯度力矩来稳定航天器姿态［11］。为获得足够的控制力矩，这类航天器一般都设有一根重力杆。重力杆的长度一般大于航天器高度。为使航天器装入整流罩内，重力杆要做成可伸缩的结构。在发射时，重力杆收拢在航天器体内，入轨后再伸展到需要的长度［12］。 　　三轴稳定航天器的构型不像上述两种航天器那样具有明显的特点。三轴稳定姿态控制系统一般由姿态敏感器、姿态控制器和姿态控制执行机构三个子系统组成。航天器的构型必须满足姿态敏感器能够指向其敏感对象（如地球、太阳和其他特定恒星等）的要求。以喷气推力器作为执行机构的三轴稳定姿态控制系统，至少在俯仰、偏航和滚动三个轴各安装一对推力相反的推力器。构型设计时，应注意使推力器产生的控制力矩能实施高效率的控制，以节约推进剂。以飞轮为主的三轴稳定姿态控制系统，在用喷气力矩作为辅助时也要注意上述问题［13］。典型的三轴稳定卫星“风云三号”如图1-3所示。 　　图13典型的三轴稳定卫星“风云三号” 　　此外，航天器通常是多部件组合体，按照部件的刚柔属性，可分为多刚体航天器及多柔体航天器。 　　刚体是对刚硬物体的抽象，可视为由密集质点组成的质点系，其中任意两个质点之间的距离在运动过程中保持不变。变形很小的物体或虽有变形但不影响整体运动特性的物体亦可简化为刚体。多刚体航天器即由多个刚体部件组成的航天器，各个刚体部件之间通常通过紧固螺栓、铆接或焊接等方式实现刚性连接，在运动过程中相对位置不发生变化。在航天技术发展初期，航天器的柔性部件质量和惯量占整体质量和惯量的比例较低，是大中心刚体小柔性部件的耦合形式，柔性部件的振动几乎不会引起中心刚体的运动。同时，早期科学载荷对指向控制性能要求不高。因此，通常可忽略航天器部件的变形，将其简化为不变形的多刚体系统，基于多刚体系统动力学理论研究其运动和控制［1416］。 　　柔体相对于刚体而言，其在运动过程中质点间距离会发生变化。航天器中，大型太阳翼、天线等均是典型的柔体，具有大跨度、低刚度、弱阻尼、模态密集等特点。随着新一代航天器对多功能、长寿命的要求越来越高，大面积太阳翼、大型天线等大柔性部件在航天器中的应用愈发广泛，其尺寸、体积和质量在航天器整体中占比越来越高，形成多柔体航天器，并逐渐成为当前航天器的主要形式［17］。多柔体航天器动力学特性复杂，难以对其进行精确的动力学建模，不能简单将航天器整体简化为刚体或半刚体进行控制。1958年美国发射了“探险者1号”卫星，该卫星带有四根鞭状天线。在设计该卫星的姿态控制系统时，将其视为刚性卫星模型进行设计，*终该卫星因四根鞭状天线的振动耗散了能量使得卫星翻滚失控。图1-4为带有柔性附件的航天器示意图。 　　图1-4带有柔性附件的航天器示意图 　　多柔体航天器是由多个柔性部件和刚性部件连接而成的组合体，刚柔部件之间除了刚性固连方式以外，还通过称为铰的元件加以连接以实现刚柔部件间的相对转动。从运动学角度看，铰是对邻接刚体施加运动学约束的元件。典型的铰元件如图15所示。 　　图1-5典型的铰元件 　　不论是多刚体航天器还是多柔体航天器，诸体之间不论是刚性固连或铰链，部件之间均为物理接触型连接状态，这就造成了多体之间运动状态的相互约束与耦合。特别是对航天器平台与有效载荷而言，这种接触型连接所造成的约束与耦合对载荷指向的高精度控制的实现制造了很大麻烦。在高分辨率遥感、大比例尺测绘等现代航天任务中，随着精密载荷对指向精度及稳定度的要求日益提升，如何实现航天器姿态与载荷指向的高精度控制已成为当前航天研究的重点和难点问题之一。 　　1.3航天器构型设计与高精度控制难题 　　多柔体航天器部件间的组合与连接方式是航天器构型与结构设计需要考虑的重要问题之一。由于航天器在主动段、稳态飞行段以及在轨机动段等各种不同任务阶段的力学环境条件很不相同，而其中尤以主动段的力学环境*为恶劣，因此航天器的构型设计需要着重考虑满足主动段的力学环境约束。采用有效载荷与平台接触型连接的方式，能够使得航天器的各分系统与产品在主动段高幅值、宽频带（一般典型值为102～103g、0～104Hz）的力学冲击下仍然能够保持设计的性能，并且在姿态控制精度要求不高的时候同样可以满足空间运行需求。 　　但是，随着精密科学载荷在空间中的应用，其对航天器高精度姿态控制提出了较高需求。此时，对于多刚体航天器，平台飞轮、太阳翼驱动机构等活动部件产生的微振动将显著影响航天器的姿态控制精度。对于多柔体航天器，除了活动部件的微振动以外，柔性部件产生的挠性振动亦不可忽视。由于航天器在空间轨道上是在接近于零的过载下（微重力、无机动情况）工作的，因此，太阳翼、天线等柔性部件都设计得尽可能轻量化。又由于航天器在发射入轨过程中，要承受很大的力学过载，通常将其以紧凑形式折叠安装于航天器上，入轨后再展开。在展开过程中，除了柔性部件本身有弹性位移以外，柔性部件与航天器本体之间以及各柔性部件之间都有相对的刚体位移。并且已经展开状态的柔性部件，在航天器姿态控制与机动过程中相对航天器也会产生弹性及刚体位移。这些挠性振动动力学特性复杂，难以对其进行精确地建模，也就无法实现高精度的抑制，*终直接影响航天器姿态控制的精度。因此，航天器有效载荷的高精度、高稳定度指向控制问题已经成为当前航天器设计所面临的瓶颈难题之一。 　　1.4本书的内容安排 　　本书将主要围绕航天器的构型设计与高精度控制这一主旨问题，介绍一种全新的总体设计方法——非接触分体式设计，由此引出一类新概念航天器——浮体式航天器。然后重点针对浮体式航天器的动力学及控制问题进行全面而深入地阐述。 　　第2章分析了当前航天器姿态控制面临的挑战与难题。由此，给出了浮体式航天器的设计思路，并概要地阐述了浮体式航天器总体设计中的几个关键技术问题的一般性解决方法，提出了与浮体式航天器控制相关的几个重要概念。相较于传统设计，浮体式航天器在构型布局上提出的两舱可分离、非接触分体式设计技术，主要带来了平台的结构与热控、信息与能源，以及姿态稳定控制等相关分系统设计的变化。 　　第3章从传统航天器的一般运动方程出发，分析了浮体式航天器的运动特性，建立了载荷舱自身姿态和轨道运动模型、服务舱自身姿态和轨道运动模型、舱间作动执行机构的作用模型、舱间相对位置与姿态运动模型，构建了浮体式航天器的一般运动方程；进一步分析了浮体式航天器的运动控制问题，并针对该控制问题分别提出了非接触整体稳定控制和非接触主从协同控制两种控制策略。