摘要：为了研究航天器无拖曳控制系统的建模方法、评估会切场推力器性能以及传感器测量误差对无拖曳控制系统性能的影响,基于会切场推力器的性能实验数据,采用轨道动力学理论,大气阻力模型和PID控制设计方法完成了无拖曳控制系统设计,并对推力器推力分辨率、推力器瞬态响应时间以及传感器测量误差对闭环控制系统性能的影响进行了研究。仿真结果表明控制系统工作性能良好,推力分辨率以及传感器的测量误差对系统性能影响较小,但是推力器的响应延迟对控制系统精度造成较大影响,需要在后期的推力器设计中进行进一步的优化改进。综合考虑以上因素后,闭环系统在航天器速度方向的最大位移误差为747.51nm,最大速度误差为733.36nm/s,该仿真结果说明了会切场推力器应用于无拖曳任务的可行性。

摘要：针对空间引力波探测航天器平台稳定姿态控制问题,提出一种改进的多变量模型参考自适应控制(MRAC)方案,应用于探测航天器平台无拖曳控制回路中,实现控制系统闭环鲁棒性的提升,抑制与系统输入相匹配的有界附加干扰和参数不确定性。考虑系统状态不易直接获得,MRAC方案的设计基于输出反馈和输出调节;为提高闭环系统鲁棒性,设计自适应修正项,该修正项的得出基于通过稳定性分析构造的线性矩阵不等式组(LMIs)的解。基于Lyapunov方法的稳定性分析验证了各信号的闭环稳定性,数值仿真验证了无拖曳自由度在面临非线性不确定性和附加干扰时的良好鲁棒性。

摘要：本文研究了航天器无拖曳控制系统的性能极限问题.将空间环境扰动描述为一个阶跃分量、一个平稳随机分量和多个正弦分量的线性组合,利用残余非保守力的稳态方差度量扰动抑制性能,并运用Wiener-Hopf设计方法求解最小灵敏度函数.为确保残余非保守力的渐近平稳性,将最小灵敏度函数表示为反馈系统的频域拓扑结构,并推导了闭环系统的极限指标.结合无拖曳控制指标,讨论了加速度计模式下的传感器、执行器的指标分解问题.

摘要：航天器无拖曳控制是利用推进器产生的推力来补偿航天器受到的非保守力使其跟随检验质量运动,是获得超低微重力水平卫星平台的重要途径,是空间基础物理、微重力测量、地球科学和卫星导航等实验研究的关键技术之一。结合空间引力实验和卫星重力测量计划,阐述航天器无拖曳控制的发展历程和基本工作原理,对无拖曳控制系统的组成和关键技术进行详细讨论,最后简要概括目前无拖曳控制器的设计方法。

摘要：无拖曳控制是当前和未来若干空间任务中的一项关键技术.以重力梯度测量卫星为对象,对无拖曳控制回路进行深入剖析,包括对静电引力梯度仪、离子推力器和空间环境的模型与建模方法及无拖曳控制律设计方法的综述.借鉴GOCE卫星(gravity field and steady-state ocean circulation explorer)的成功经验并结合国内离子推力器和静电悬浮加速度计的研制现状,对未来发展我国重力梯度测量卫星无拖曳控制进行难点分析与展望.

摘要：无拖曳控制技术通过控制微推力器产生的推力来抵消航天器受到的非保守力,其是获得超静超稳空间实验平台的关键技术之一。首先总结了无拖曳控制技术的研究现状与发展趋势,系统地总结了国外历次无拖曳航天器控制系统的详细设计方案以及国内的研究进展,随后分析了无拖曳控制技术的特点以及所面临的挑战,并概括了无拖曳控制所涉及到的关键技术。最后针对我国空间引力波探测对无拖曳控制技术的需求做了详细的分析与展望。

摘要：本文面向空间引力波探测"高精度"要求,从动力学与控制论的角度,对无拖曳卫星控制系统进行了研究.参考LISA Pathfinder模型,无拖曳卫星包含两个检验质量,其控制系统包括卫星平台姿态控制回路、无拖曳控制回路和静电悬浮控制回路.无拖曳控制回路采用无拖曳控制技术,检验质量处于自由落体状态,控制卫星平台"强跟随"检验质量,实现检验质量和卫星平台的高微重力水平.静电悬浮控制回路采用了主动隔振控制技术,控制检验质量"弱跟随"卫星平台,衰减从卫星平台传递到检验质量的振动扰动,实现检验质量的高微重力水平,同时避免检验质量与传感器的电极笼碰撞.基于Proportional-Integral-Differentive(PID)控制算法,分析了两种控制技术的频域特性,并推导了PID控制器参数的计算公式,由此可以根据控制性能要求快速地确定控制器参数.随后,本文提出了一种控制策略,设计了PID控制器,通过数值仿真验证了控制策略的有效性和控制器参数的准确性.

摘要：空间引力波探测任务中,为保证作为惯性基准的检验质量不受扰动,航天器需采用高精度无拖曳控制技术,让卫星平台实时跟踪检验质量块。同时星间激光测距对航天器的指向也提出了较高要求。为满足空间引力波探测的需求,本文提出了一种基于非接触式卫星平台的无拖曳控制方法。该方法基于分舱式卫星平台设计,利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构替代传统无拖曳卫星中的微推进器来控制载荷舱,让载荷舱跟踪检验质量块,同时平台舱跟踪载荷舱,实现高精度的拖曳补偿和平台指向。仿真结果表明,非接触式卫星平台姿态指向精度为6×10^(-4o),姿态指向稳定度为2×10^(-4)(°)/s,无拖曳补偿后检验质量上的残余扰动加速度水平约为10^(-15)m/(s^(2)·Hz^(1/2))。

摘要：探讨了一种针对空间引力波探测任务的在轨无拖曳控制技术,基于未来可行的地心轨道探测任务背景进行分析设计,并对搭载两颗检验质量的在轨无拖曳系统进行航天器与质量块间相对运动动力学及耦合特性建模。同时,初步分析了任务中无拖曳系统指标和摄动,并设计了基于频域H_(∞)最优控制理论的系统相对平动控制律。数值仿真结果表明,当双检验质量在轨无拖曳系统各检验质量按激光测距呼吸角排列时,采用无固定追踪点策略且在非敏感轴无悬浮控制输入的情况下,可以实现航天器对基准点的追踪,并满足系统频域性能指标的要求。同时,每颗检验质量的时域偏移量可以控制在微米级别,从而获得任务所需的纯引力基准。

摘要：针对地心轨道的双检验质量无拖曳双星编队系统的姿态与无拖曳控制问题,设计了用于惯性拖曳效应验证任务、重力场测量任务和引力波探测任务科学测量模式的控制方案,并提出了一种具有抗干扰能力的鲁棒控制器。结合科学任务需求和地心轨道特点设计了科学测量模式的配置方案,以实现科学探测任务目标;基于动力学耦合特性和控制时频特性要求对复杂系统动力学进行解耦,得到卫星姿态、无拖曳和静电悬浮3个控制回路,实现控制模型降维,并结合任务指标要求确定各控制回路的控制指标;基于控制指标的频域形式,采用H_(∞)鲁棒控制理论的混合灵敏度方法,结合外部扰动和量测噪声的频谱模型,明确各控制回路的灵敏度函数和补灵敏度函数设计边界,选择合适的权函数设计H_(∞)鲁棒控制器;数值仿真结果表明:所设计的鲁棒控制器保证了双星星间指向误差水平、检验质量位置–姿态误差控制水平、检验质量敏感轴方向残余加速度水平均满足指标要求,验证了控制器的有效性。