大型充液柔性航天器动力学建模及其在轨控制策略研究

Most of researches on the dynamics and control of fuel-filled flexible spacecraft are based on the equivalent mechanical model of small amplitude liquid slosh and the assumed mode method of flexible structures. These kinds of models are not capable of reflecting the coupling effects from rigid-liquid and rigid-flexible those actually exist in the whole spacecraft system. For this reason, the related designed controllers are deficient for practical applications. Therefore, in order to solve these problems, some investigations of this project by theoretical, experimental and numerical methods would be implemented as follows. Firstly, an existing equivalent mechanical model of large amplitude liquid slosh is improved by introducing the effects of liquid capillary force and variable parameter of liquid mass, which increases the simulation accuracy of rigid-liquid coupling dynamics behaviors. Subsequently, the rigid-flexible coupling modes for a prescribed solar panel structure are solved. Then a nonlinear coupling dynamics model of rigid-liquid-flexible-controller is established, based on which the stability and nonlinear dynamics characteristics of the whole spacecraft system are comprehensively analyzed. Finally, according to the requirements on in-orbit attitude and position-attitude maneuvers, one hybrid controller of high quality is designed based on the modern control theory. The effectiveness of controller is verified by numerical method. The related investigation results achieved in this project would provide helpful suggestions on spacecraft overall designs of structure and control system.

大多数的充液柔性航天器动力学与控制研究还依赖于液体小幅晃动等效力学模型和柔性结构假设模态方法，这类模型实际上无法真实反映航天器系统的刚-液、刚-柔等动力学耦合效应，导致有关的在轨控制研究不够全面和深入。为解决这类问题，本项目以大型充液柔性航天器为对象，拟采用理论、实验和数值方法开展如下研究工作：首先，通过引入液体表面张力影响因素和液体变质量参数，建立合理的液体大幅晃动等效力学模型，使之能更准确地反映刚-液耦合动力学行为；随后，以太阳翼为例，求解对应的刚-柔耦合模态，建立航天器系统对应的刚-液-柔-控非线性耦合动力学模型，并全面地分析耦合系统的稳定性和非线性动力学特征；最后，根据在轨姿态以及位置-姿态机动要求，结合现代控制理论，设计高品质的复合控制策略，并通过数值方法验证控制器的有效性。有关研究结果将为航天器的总体结构及控制系统设计提供重要的参考依据。

以长寿命高可靠的高轨通信卫星、高精度高稳定的遥感卫星和载人空间站系统为典型代表的大型充液柔性航天器在轨面临着复杂的动力学问题，具体表现在液体燃料晃动、柔性结构振动与航天器的姿轨控系统的动力学耦合。本项目以这类航天器为研究对象，以更为充分地考虑液体燃料晃动、柔性结构振动对这类航天器动力学特性的影响为目标开展了相关研究，并在以下几个方面取得了进展：（1）结合液体大幅晃动等效力学模型以及刚柔耦合全局模态方法建立了大型充液柔性航天器在姿态机动过程的耦合动力学模型，相比采用传统的线性晃动模型和假设模态方法，所建立的模型能更加真实和准确地反应复杂航天器的刚-液-柔-控的耦合动力学特性；（2）聚焦携带多贮箱航天器的应用需求，以运动脉动球模型（MPBM）为基础，建立多贮箱晃动数学模型，梳理模型对外数据接口，形成快速计算程序，提升工程应用效率和范围，并且成功地应用于实际型号任务；（3）搭建地面液体晃动试验平台，开展液体非线性旋转晃动的试验研究，通过对MPBM引入重力因素成功复现了试验现象，拓宽了MPBM的适用范围；（4）通过贮箱缩比模型试验，开展了液体在静平衡位置的晃动特性研究，提取了表面张力使液体“聚集”于平衡位置的作用力的大小范围，为进一步提升大幅晃动等效力学模型在低、微重力下的仿真能力提供了基础。本项目的研究成果为复杂航天器的动力学特性研究、姿轨控制器设计以及在轨故障排查提供了理论储备。