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多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制

更新时间：2019-12-30 14:32:15 大小：902K 上传用户：xiaohei1810查看TA发布的资源 标签：航天器动力学 下载积分：1分 评价赚积分 （如何评价?） 打赏 收藏 评论(0) 举报

资料介绍

采用复合控制方法对充液航天器的姿态和轨道机动进行高精度控制.通过傅里叶-贝塞尔级数展开法,将低重力环境下液体的弯曲自由表面的动态边界条件转化为简单的微分方程,其中耦合液体晃动方程的状态向量由相对势函数的模态坐标和波高的模态坐标组成.通过广义准坐标下的拉格朗日方程得到航天器刚体部分运动和液体燃料晃动的耦合动力学方程,提出了自适应快速终端滑模策略和输入整形技术相结合的复合控制器,并分别用于控制携带有一个燃料腔和四个燃料腔航天器的轨道机动和姿态机动.通过数值模拟来验证控制器的效率和精度.结果表明,对于多储液腔航天器,如果在设计航天器的姿态和轨道控制器时没有充分考虑燃料晃动效应,那么在受控航天器系统中将会出现刚-液-控耦合问题并导致航天器姿态不稳定.而本研究中的复合自适应终端滑模控制器可以实现航天器机动的高精度控制并有效抑制液体燃料晃动.

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第 49 卷 第 2 期  
2017 年 3 月  
力
学
学
报
Vol. 49，No. 2  
Mar.，2017  
Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics  
动力学与控制  
多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制1)  
岳宝增 ∗,2) 于嘉瑞 ∗ 吴文军 †  
∗(北京理工大学宇航学院力学系，北京 100081)  
†(广西科技大学汽车与交通学院，广西柳州 545006)  
摘要 采用复合控制方法对充液航天器的姿态和轨道机动进行高精度控制. 通过傅里叶--贝塞尔级数展开法, 将  
低重力环境下液体的弯曲自由表面的动态边界条件转化为简单的微分方程，其中耦合液体晃动方程的状态向量  
由相对势函数的模态坐标和波高的模态坐标组成. 通过广义准坐标下的拉格朗日方程得到航天器刚体部分运动  
和液体燃料晃动的耦合动力学方程, 提出了自适应快速终端滑模策略和输入整形技术相结合的复合控制器, 并  
分别用于控制携带有一个燃料腔和四个燃料腔航天器的轨道机动和姿态机动. 通过数值模拟来验证控制器的效  
率和精度. 结果表明，对于多储液腔航天器，如果在设计航天器的姿态和轨道控制器时没有充分考虑燃料晃动  
效应，那么在受控航天器系统中将会出现刚--液--控耦合问题并导致航天器姿态不稳定. 而本研究中的复合自适  
应终端滑模控制器可以实现航天器机动的高精度控制并有效抑制液体燃料晃动.  
关键词 液体晃动，多储液腔航天器，低重力环境，刚液控耦合动力学，终端自适应滑模控制器  
中图分类号：V448  
文献标识码：A  
doi：10.6052/0459-1879-16-342  
RIGID AND LIQUID COUPLING DYNAMICS AND HYBRID CONTROL OF  
SPACECRAFT WITH MULTIPLE PROPELLANT TANKS 1)  
Yue Baozeng∗,2) Yu Jiarui∗ Wu Wenjun†  
∗(Department of Mechanics，School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China)  
†(Department of Automotive Engineering，Guangxi University of Science and Technology，Liuzhou 545006，Guangxi，China)  
Abstract The compound control methods are widely used to control the orbit translation and attitude maneuver of liquid-  
filled spacecraft with high accuracy. The dynamic boundary conditions on curved liquid free surface under low-gravity  
environment are transformed to general simple differential equations by using Fourier-Bessel series expansion method  
and the state vectors of coupled liquid sloshing equations are composed by the modal coordinates of relative potential  
function and the modal coordinates of wave height. The coupled dynamic equations for the rigid platform motion and  
liquid fuel sloshing are obtained by means of Lagrange equations in terms of general quasi-coordinates. The expressions  
of the sloshing forces and moments are obtained by analyzing the liquid model. An adaptive fast terminal sliding mode  
controller and a composite controller that combines the adaptive fast terminal sliding mode strategy and the input shaping  
technology are respectively designed to control spacecraft orbit translation and attitude maneuver for two cases. In the  
first case, the spacecraft carries one partially liquid-filled propellant tank. In the second, the spacecraft carries four  
2016–11–24 收稿，2017–01–21 录用, 2017–01–23 网络版发表.  
1) 国家自然科学基金 (11472041，11532002)、中国高等教育的博士点基金 (20131101110002) 及广西自然科学基金 (2015GXNSFBA139013)  
资助项目.  
2) 岳宝增，教授，主要研究方向：非线性动力学与控制. E-mail:  
引用格式：岳宝增, 于嘉瑞, 吴文军. 多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制. 力学学报, 2017, 49(2): 390-396  
Yue Baozeng, Yu Jiarui, Wu Wenjun. Rigid and liquid coupling dynamics and hybrid control of spacecraft with multiple propellant  
tanks. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2017, 49(2): 390-396  
万方数据  
第 2 期  
岳宝增等：多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制  
391  
partially liquid-filled propellant tanks. The efficiency and the accuracy of the controllers are examined through numerical  
simulations. The results indicate that liquid-control-spacecraft coupled resonance can appear in the controlled spacecraft  
system if the sloshing effects have not been sufficiently taken accounted of during designing attitude and orbit controller  
for spacecraft with multiple propellant tanks, and this resonance will result in the instability of the spacecraft attitude.  
Nevertheless, such disadvantages have been efficiently inhibited by using presented composite adaptive terminal sliding  
mode controller.  
Key words liquid sloshing, multiple propellant tanks, low-gravity environment, rigid-liquid-control coupled dynamics,  
adaptive terminal sliding mode controller  
引 言  
1 耦合航天器系统的基本方程  
1.1 航天器的物理模型与状态方程  
现代航天器通常需要携带大量的液体燃料和液  
体氧化剂 [1-20]. 为了储存这些液体，航天器内部应  
携带多个储液腔 [21]. 携带多个储液腔提高了液体晃  
动的第一固有频率，并且避免了液体晃动和大型柔  
性附件振动之间产生的共振. 然而，随着储液腔的增  
多，系统状态变量、自由度和系数矩阵规模也随之增  
加，航天器系统的控制方程也将更加复杂且更难通  
过传统方法建立.  
考虑如图 1 所示的携带圆柱形储液腔的航天器.  
储液腔视为刚体，固定在航天器的主刚体上. 液体视  
为不可压缩、无黏且无旋. 正交坐标系 A = B + C 是  
惯性参考坐标系. 正交坐标系 A 是本体坐标系，坐标  
轴平行于航天器的惯性主轴. 其中 x, y, z 分别表示滚  
转、俯仰和偏航控制轴. 滚转轴与航天器在轨飞行方  
向相同，俯仰轴垂直于轨道平面，偏航轴指向地球.  
圆柱坐标系 oiriθizi 和正交坐标 oixiyizi 的共同原点 oi  
位于储液腔 i 内弯曲自由液面的中心. 假设坐标系  
oixiyizi 与坐标系 oxyz 平行. 向量 roi = [rxi, ryi, rzi]T  
用来表示 oi 在本体坐标系 oxyz 中的位置. 未受干  
扰轴对称自由液面高度 fi(ri) 和总波高 ζi(ri, θi, ti) 从  
zi = 0 平面开始测量，波高 ηi(ri, θi, t) 从自由液面开始  
测量. 用 Wi 表示储液腔 i 的侧壁边界条件 (ri = Ri，  
Ri 是储液腔的半径)，Bi 表示储液腔的底部边界条件  
(zi = hi，hi 是储液腔中液体的高度)，Si 表示自由液面  
边界条件 (zi = −ζi)，Li 表示自由液面和壁面接触线  
边界条件 (ri = Ri 且 zi = −ζi). 假设 R = [Rx, Ry, Rz]T  
和 θ = [θx, θy, θz]T 分别代表航天器主刚体相对于坐  
滑模控制是一种广为人知的航天器鲁棒控制方  
[22]  
法. Zhu 等  
研究了具有惯性不确定性和外部干  
扰的航天器的姿态稳定问题，并提出了一种自适应  
[23]  
快速终端滑模 (AFTSM) 控制器. Tiwari 等  
为
刚体航天器设计了一种具有全局鲁棒性和全局有限  
时间收敛的姿态控制器，并提出了二阶滑模控制理  
论. Yue 等 [24] 基于动态反演方法和输入整形技术提  
出了一种用于充液航天器大角度机动的复合控制方  
法. 虽然这些研究取得了一些成果，但其中航天器  
被简化为刚体，并且通过引入等效力学模型来考虑  
液体晃动. 需要指出的是将基于等效力学模型得到的  
晃动动力学与航天器刚体动力学简单叠加并不能  
真实反映液体 -- 航天器实际耦合系统的动力学特  
h
i
T
标系 OXYZ 的位置矢量和姿态矢量，v = vx, vy, vz  
h
i
和 ω = ωx, ωy, ωz T 分别为航天器主刚体相对于坐标  
性 [25]  
.
系 oxyz 的速度矢量和角速度矢量.  
本文将对由航天器主刚体和多个储液腔构成的  
耦合航天器系统建立数学模型，研究具有多个部分  
充液储液腔的航天器刚--液--控耦合动力学，设计了  
一种将输入整形技术与自适应快速终端滑模控制策  
略相结合的复合控制器，以减少液体晃动对航天器  
轨道和姿态机动的影响，结果表明本文所提出的控  
制器不仅可以确保充液航天器的位置和姿态渐近趋  
向目标同时还可有效抑制航天器内的燃料晃动.  
图 1 充液航天器模型  
Fig. 1 Physical model for spacecraft with propellant tank  
万方数据  

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