航天器姿態(tài)控制的正規(guī)矩陣方法研究.pdf

1、航天器依賴其上的控制系統(tǒng)以完成飛行使命。隨著發(fā)展，航天器的構(gòu)造越來越復(fù)雜，性能要求也越來越高，為航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來了挑戰(zhàn)?；诖耍菊撐难芯空?guī)矩陣設(shè)計方法在航天器姿態(tài)控制律設(shè)計中的應(yīng)用問題。
　　本論文以可建模為具有存儲角動量和柔性附件的中心剛體的航天器為研究對象，首先建立了系統(tǒng)的動力學(xué)模型，并分析了其頻域線性化模型的正規(guī)矩陣特性、對角優(yōu)勢特性、以及零極點分布特性?；诜治鼋Y(jié)果，先后研究了剛體航天器姿態(tài)穩(wěn)定、柔性航天器

2、姿態(tài)穩(wěn)定、以及航天器姿態(tài)機(jī)動的正規(guī)矩陣控制問題。對乘性攝動和逆加攝動兩種不確定性下的設(shè)計進(jìn)行了比較。研究了閉環(huán)內(nèi)輸入成形技術(shù)，并將其應(yīng)用于柔性航天器姿態(tài)穩(wěn)定問題中。結(jié)合反饋線性化技術(shù)為航天器大角度姿態(tài)機(jī)動設(shè)計了正規(guī)矩陣控制律?；贖amilton-Jacobi-Isaacs不等式為姿態(tài)跟隨問題設(shè)計了非線性H∞正規(guī)矩陣控制律。
　　對航天器動力學(xué)特性的研究表明：（1）航天器的動力學(xué)模型不是正規(guī)矩陣，影響其正規(guī)矩陣特性的主要因素在于柔

3、性運動、以及慣性積和存儲角動量與軌道角速度之間的耦合；（2）航天器動力學(xué)的傳輸零點不受存儲角動量的影響，仍然是柔性附件振動的各約束模態(tài)頻率，但其系統(tǒng)極點不再是柔性振動的各非約束模態(tài)頻率，而是由一個奇數(shù)維廣義陀螺特征值問題確定；（3）最大最小主慣性矩之比滿足約束的剛體，其慣性張量在任意建立的質(zhì)心體坐標(biāo)系內(nèi)都是對角優(yōu)勢矩陣，這使得航天器動力學(xué)傳遞函數(shù)矩陣一般可視為對角優(yōu)勢矩陣。
　　在航天器姿態(tài)穩(wěn)定的正規(guī)矩陣控制中，使用逆加攝動不確定

4、性描述比使用乘性攝動有更多優(yōu)勢。在逆加攝動描述下，可以方便的校正使系統(tǒng)偏離正規(guī)矩陣特性的因素。而且，在逆加攝動描述下，正規(guī)矩陣設(shè)計條件僅對控制律中部分參數(shù)提出要求，而將其它參數(shù)釋放出來以供協(xié)調(diào)三軸性能要求使用。
　　與傳統(tǒng)輸入成形一樣，閉環(huán)內(nèi)輸入成形器也能抑制振動，并具有對振動頻率攝動的魯棒性，能夠同時抑制設(shè)計頻率及其各奇數(shù)次倍頻鄰域內(nèi)的振動。但與傳統(tǒng)輸入成形不同，閉環(huán)內(nèi)輸入成形不能單獨抑制設(shè)計頻率的奇數(shù)次倍頻。將閉環(huán)內(nèi)輸入成形系

5、統(tǒng)視為各時滯間具有嚴(yán)格倍數(shù)關(guān)系的特殊的多時滯系統(tǒng)，給出了其漸近穩(wěn)定和魯棒穩(wěn)定的LMI判據(jù)。通過分析多模態(tài)系統(tǒng)中各模態(tài)頻率之間的關(guān)系，可以有效地縮短閉環(huán)內(nèi)輸入成形持續(xù)時間并簡化輸入成形器設(shè)計。將閉環(huán)內(nèi)輸入成形應(yīng)用于柔性航天器，可以在獲得振動抑制效果的同時，提高系統(tǒng)的正規(guī)性。
　　為將正規(guī)矩陣設(shè)計方法擴(kuò)展到非線性姿態(tài)機(jī)動問題中，將其與反饋線性化技術(shù)相結(jié)合，為大角度姿態(tài)機(jī)動設(shè)計了正規(guī)矩陣控制律，并同時使用閉環(huán)內(nèi)和閉環(huán)外兩種輸入成形器，分