基于滑模變結(jié)構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)控制研究.pdf

1、學(xué)校代碼：10406分類號：V448.2學(xué)號：120085233005南昌航空大學(xué)碩士學(xué)位論文（專業(yè)學(xué)位研究生）基于滑模變結(jié)構(gòu)的基于滑模變結(jié)構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)控制研究撓性航天器姿態(tài)控制研究碩士研究生：魏秦導(dǎo)師：王琦教授申請學(xué)位級別：碩士學(xué)科、專業(yè)：航天工程所在單位：飛行器工程學(xué)院答辯日期：2015年06月授予學(xué)位單位：南昌航空大學(xué)I摘要隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，新一代的航天器都有向結(jié)構(gòu)的大型化、結(jié)構(gòu)的輕量化上發(fā)展，越來越多的航天器都帶有各

2、式各樣的大型撓性結(jié)構(gòu)，如大面積的太陽能電池陣、機(jī)械臂、大面積的雷達(dá)天線等。這些撓性結(jié)構(gòu)往往具有低頻、密模、強(qiáng)幾何非線性等動(dòng)力學(xué)特征，其在外層空間特殊物理環(huán)境的作用下，在航天器本身做軌道機(jī)動(dòng)、姿態(tài)機(jī)動(dòng)以及撓性部件自身做伸展運(yùn)動(dòng)時(shí)，都將難以避免的產(chǎn)生撓性振動(dòng)。這類振動(dòng)會(huì)給航天器帶來嚴(yán)重的危害，輕則導(dǎo)致航天器任務(wù)失效，重則嚴(yán)重威脅航天器的安全，導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。因此，尋求一種既能進(jìn)行姿態(tài)控制，又能抑制撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)的強(qiáng)魯棒性的控制方法，具有非常

3、重要的理論意義和工程實(shí)際應(yīng)用意義。針對撓性航天器姿態(tài)控制問題，為避免控制空間下的奇異性問題，采用四元數(shù)法來表示航天器姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程；運(yùn)用拉格朗日方程為理論基礎(chǔ)，建立中心剛體并帶有撓性附件的復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)方程，最后給出了簡化的，基于混合坐標(biāo)的撓性航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)控制作為控制系統(tǒng)的一種綜合方法，對滿足匹配條件的外部擾動(dòng)和參數(shù)的不確定性不敏感，具有良好的魯棒性等優(yōu)點(diǎn)，這使得其備受重視，在航天器姿態(tài)控制上得到了廣泛的應(yīng)用。

4、首先利用Lypaunov直接法，設(shè)計(jì)出了滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制器，并針對滑模變結(jié)構(gòu)控制中存在的抖振問題，進(jìn)行了改進(jìn)優(yōu)化；將滑模變結(jié)構(gòu)控制中原有的開關(guān)函數(shù)項(xiàng)，用“反正切”函數(shù)來代替，抑制系統(tǒng)內(nèi)的顫振；通過引入滯后項(xiàng)，來減小剛開始機(jī)動(dòng)時(shí)，會(huì)需要較大的控制力矩，因此來削弱撓性附件的抖振。運(yùn)用MATLAB軟件進(jìn)行數(shù)值仿真，將仿真結(jié)果進(jìn)行橫向?qū)Ρ取Ｗ詈蠼Y(jié)果表明，改進(jìn)后的控制律相比傳統(tǒng)的控制律，擁有更好的性能，適用于撓性航天器實(shí)現(xiàn)更有效的姿態(tài)控制，并抑