發(fā)布時(shí)間：2018-06-07 09:37

  本文選題：太陽(yáng)帆 + 非開普勒軌道�。� 參考：《清華大學(xué)》2009年博士論文

【摘要】： 深空探測(cè)貫穿人類發(fā)展史,在科學(xué)、技術(shù)、政治和文化方面都有重要意義。隨著深空探測(cè)任務(wù)距地球越來(lái)越遠(yuǎn),燃料成為限制深空探測(cè)發(fā)展的一個(gè)重要因素。于是,人們提出了多種新型的推進(jìn)方式,其中太陽(yáng)帆可以提供連續(xù)小推力且比沖無(wú)限大,被認(rèn)為是最實(shí)際的方法之一。NASA和ESA有多項(xiàng)相關(guān)飛行任務(wù)正在研制之中。太陽(yáng)帆航天器的動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題是理論研究的重點(diǎn),對(duì)飛行任務(wù)的實(shí)現(xiàn)具有重要意義。 太陽(yáng)帆航天器不同于傳統(tǒng)航天器,軌道和姿態(tài)是強(qiáng)耦合的。本文給出了耦合系統(tǒng)在周期軌道上穩(wěn)定的條件;在軌道不影響姿態(tài)的情況下,推導(dǎo)了耦合系統(tǒng)的穩(wěn)定性與軌道穩(wěn)定性、姿態(tài)穩(wěn)定性的關(guān)系。在只考慮軌道動(dòng)力學(xué)的情況下,分析了太陽(yáng)帆的被動(dòng)控制。被動(dòng)控制要求太陽(yáng)帆的法線方向與太陽(yáng)光之間的夾角保持不變,此時(shí)太陽(yáng)帆的軌道總是穩(wěn)定的且其軌道參數(shù)由太陽(yáng)帆的初始角動(dòng)量唯一確定。根據(jù)被動(dòng)分析結(jié)果和耦合系統(tǒng)穩(wěn)定的條件,設(shè)計(jì)了能在日心懸浮軌道和人工拉格朗日點(diǎn)被動(dòng)穩(wěn)定飛行的太陽(yáng)帆結(jié)構(gòu)。 太陽(yáng)帆技術(shù)在未來(lái)很長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)無(wú)法達(dá)到多個(gè)任務(wù)提出的太陽(yáng)帆尺寸要求。本文提出了太陽(yáng)帆航天器編隊(duì)飛行的概念,研究了幾種簡(jiǎn)單姿態(tài)控制律下,各種懸浮軌道附近相對(duì)運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。定義了一套描述橢圓相對(duì)軌道的相對(duì)軌道根數(shù),分析了簡(jiǎn)單控制律下穩(wěn)定相對(duì)軌道的特征,結(jié)果表明相對(duì)軌道的形狀和空間指向都受到限制。為了得到更豐富的相對(duì)軌道,同時(shí)考慮到相對(duì)速度測(cè)量困難,研究了僅利用位置反饋進(jìn)行相對(duì)軌道設(shè)計(jì)的方法。并利用數(shù)值算例驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法的有效性。 拉格朗日點(diǎn)附近編隊(duì)研究中很重要的一個(gè)領(lǐng)域?yàn)榫庩?duì)控制。研究結(jié)果表明:利用脈沖控制很難實(shí)現(xiàn)高精度編隊(duì),太陽(yáng)帆能提供微牛以下的連續(xù)小推力可以滿足小尺度高精度編隊(duì)需求。由于太陽(yáng)光壓力的方向受到限制,并非所有編隊(duì)控制都能利用太陽(yáng)帆。本文給出了太陽(yáng)帆控制能力范圍內(nèi)的直線編隊(duì)和圓形編隊(duì),利用數(shù)值算例驗(yàn)證了太陽(yáng)帆實(shí)現(xiàn)編隊(duì)控制的可行性。 在小行星牽引任務(wù)中,引力拖車方法的優(yōu)點(diǎn)是不依賴小行星特性、可靠性高,缺點(diǎn)是偏移能力有限。本文將太陽(yáng)帆控制在小行星附近的懸浮軌道,實(shí)現(xiàn)對(duì)小行星軌道的偏移;進(jìn)一步利用引力拖車編隊(duì)提高偏移能力,研究了懸浮軌道上引力拖車編隊(duì)的控制策略。最后,比較了普通引力拖車和太陽(yáng)帆引力拖車的偏移能力。
[Abstract]:Deep space exploration runs through the history of human development and has important scientific, technical, political and cultural implications. As the deep space exploration mission is farther away from Earth, fuel becomes an important factor restricting the development of deep space exploration. Therefore, a variety of new propulsion methods have been proposed, in which the solar sail can provide continuous small thrust and infinite specific impulse, which is considered as one of the most practical methods. NASA and ESA have many related missions under development. The dynamics and control of solar sail spacecraft is the focus of theoretical research, which is of great significance to the realization of mission. The solar sail spacecraft is different from the traditional spacecraft, and its orbit and attitude are strongly coupled. In this paper, the condition of the stability of the coupled system in the periodic orbit is given, and the relation between the stability of the coupled system and the stability of the orbit and attitude is deduced when the orbit does not affect the attitude. The passive control of solar sail is analyzed under the condition of only considering orbital dynamics. Passive control requires that the angle between the normal direction of the solar sail and the solar light remain constant, and that the orbit of the solar sail is always stable and its orbit parameters are determined only by the initial angular momentum of the solar sail. According to the results of passive analysis and the condition of the stability of the coupled system, the solar sail structure which can fly passively and steadily at the heliocentric suspension orbit and the artificial Lagrange point is designed. Solar sail technology will not meet the requirements of solar sail size for many missions in a long time in the future. In this paper, the concept of formation flying of solar sail spacecraft is proposed, and the stability of relative motion near various levitation orbits under several simple attitude control laws is studied. In this paper, a set of relative orbital root numbers describing relative elliptic orbits is defined, and the characteristics of stable relative orbits under simple control law are analyzed. The results show that the shape and spatial direction of relative orbits are limited. In order to obtain more abundant relative orbits and take into account the difficulty of relative velocity measurement, a method of relative orbit design using position feedback is studied. The effectiveness of the design method is verified by numerical examples. Formation control is an important field in the formation study near Lagrange point. The results show that it is difficult to achieve high precision formation by using pulse control, and the solar sail can provide continuous and small thrust below microcattle to meet the demand of small scale high precision formation. Not all formation controls can use solar sails because the direction of solar pressure is limited. In this paper, the linear formation and circular formation within the range of solar sail control capability are given, and the feasibility of solar sail formation control is verified by numerical examples. In asteroid towing mission, the advantage of gravitational trailer method is that it is independent of asteroid characteristics, high reliability and limited migration ability. In this paper, the solar sail is controlled in the suspension orbit near the asteroid to realize the migration of the asteroid orbit, and the control strategy of the gravitational trailer formation on the suspension orbit is studied by using the gravitational trailer formation to improve the migration ability. Finally, the offsetting ability of the conventional gravitational trailer and the solar sail gravitational trailer is compared.
【學(xué)位授予單位】：清華大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2009
【分類號(hào)】：V411.4

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本文編號(hào)：1990720