帶有輸入飽和的撓性航天器姿態(tài)跟蹤魯棒控制研究.pdf

1、在實(shí)際的航天任務(wù)中，燃料的消耗、有效載荷的運(yùn)動(dòng)以及撓性附件(如太陽能帆板、天線等)的振動(dòng)，致使航天器的慣量參數(shù)是時(shí)變的且不能精確獲知；同時(shí)在軌航天器又不可避免地受到各種外部干擾的作用(如太陽光壓、氣動(dòng)力矩等)，這些因素使得航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個(gè)變參數(shù)、強(qiáng)耦合以及存在外干擾的多變量非線性系統(tǒng)。此外由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)自身的物理限制，導(dǎo)致其輸出是飽和受限的，這種飽和特性的存在將大大降低航天器姿態(tài)控制性能，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致閉環(huán)系統(tǒng)不穩(wěn)定，從而使整個(gè)航天

2、任務(wù)失敗。因此針對(duì)上述問題，設(shè)計(jì)一種控制方法確保帶有執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和非線性的撓性航天器姿態(tài)跟蹤控制具有很好的跟蹤性能便顯得十分重要。正是在這種背景下，本論文結(jié)合國(guó)家自然科學(xué)基金(60774062)、高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金(20070213061)等基礎(chǔ)研究課題，從理論和應(yīng)用兩方面對(duì)撓性航天器的動(dòng)力學(xué)建模、姿態(tài)跟蹤控制等方面進(jìn)行了深入的研究，其研究?jī)?nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面：
　　首先，根據(jù)歐拉定理分別建立了用歐拉角和四元數(shù)描述的

3、撓性航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；并基于真—偽坐標(biāo)形式的Lagrange方程，利用Hamilton原理建立了撓性航天器的動(dòng)力學(xué)模型，且應(yīng)用模態(tài)分析法，進(jìn)一步將撓性航天器的耦合方程規(guī)范化，使之適用于姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的分析與設(shè)計(jì)。
　　其次，針對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量未知、存在外部干擾以及控制輸入飽和受限的輪控?fù)闲院教炱髯藨B(tài)跟蹤問題，基于其線性化后的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，利用自適應(yīng)反步控制提出了兩種不同的姿態(tài)跟蹤魯棒控制方法：第一種控制方法將反步控制與L2增益控

4、制相結(jié)合，它通過設(shè)計(jì)一個(gè)魯棒控制器和構(gòu)造一個(gè)附加的輸入誤差信號(hào)系統(tǒng)，使所設(shè)計(jì)的控制器在其幅值不超過執(zhí)行機(jī)構(gòu)最大輸出力矩的同時(shí)，保證閉環(huán)系統(tǒng)的一致最終有界穩(wěn)定性且姿態(tài)跟蹤性能對(duì)外部干擾具有L2小增益。為了克服第一種方法只能保證姿態(tài)有界跟蹤的缺點(diǎn)，充分利用滑?？刂茖?duì)系統(tǒng)不確定性的魯棒控制能力，又提出了一種自適應(yīng)反步滑?？刂撇呗?，并基于Lyapunov方法證明了該控制方法能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)期望姿態(tài)的全局漸近跟蹤控制。仿真結(jié)果表明上述所設(shè)計(jì)的兩種方法在

5、實(shí)現(xiàn)姿態(tài)高精度跟蹤控制的同時(shí)，對(duì)系統(tǒng)不確定性和外部干擾具有很強(qiáng)的魯棒性。
　　同時(shí)，針對(duì)撓性航天器模型中存在參數(shù)不確定性、控制輸入受限及外部干擾的姿態(tài)跟蹤控制問題，提出了一種非線性姿態(tài)輸出反饋控制方法。該方法用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來逼近和估計(jì)系統(tǒng)中的不確定項(xiàng)、未知撓性部件振動(dòng)模態(tài)以及外部干擾；運(yùn)用有界的反正切函數(shù)來設(shè)計(jì)控制器，從而保證所設(shè)計(jì)的控制器在執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出受限且不需要任何角速度測(cè)量信息的情況下實(shí)現(xiàn)對(duì)姿態(tài)跟蹤誤差的一致最終有界穩(wěn)定控制。仿