航天器姿態(tài)系統(tǒng)的自適應(yīng)魯棒控制.pdf

1、伴隨著空間技術(shù)的發(fā)展,航天器的姿態(tài)控制一直是航天器技術(shù)研究領(lǐng)域的熱點和難點問題之一。目前,許多的空間任務(wù)(例如對地觀測、編隊飛行等)要求航天器具有良好的姿態(tài)控制性能。航天器迅速、精確的完成空間任務(wù)可以增加其使用的范圍,獲得更多有價值的信息。但航天器的姿態(tài)跟蹤或姿態(tài)機動是一個典型的非線性控制問題,控制器綜合難度大。而且現(xiàn)代航天器上撓性結(jié)構(gòu)的增多也導致振動問題嚴重。另外,航天器在軌運行期間,不可避免的會受到各種環(huán)境力矩的干擾;同時,航天器執(zhí)

2、行部件安裝誤差等因素造成輸出力矩的偏差也會影響姿態(tài)控制精度。傳統(tǒng)的航天器姿態(tài)控制方式已逐漸不能適應(yīng)許多新型空間任務(wù)對控制性能的需求。隨著近年來控制理論的發(fā)展,許多非線性控制方法被用于設(shè)計航天器姿態(tài)控制器,在這種背景下,從理論研究和工程實踐的角度出發(fā),本文對航天器的姿態(tài)控制,撓性結(jié)構(gòu)的主動振動抑制和太陽帆板驅(qū)動時的姿態(tài)補償控制等問題進行了深入的探討。本學位論文主要研究內(nèi)容包含以下四個方面:
　　(1)建立了航天器的運動學和動力學模型

3、,然后著重給出太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)與航天器姿態(tài)的耦合模型,作為后續(xù)控制系統(tǒng)的分析與設(shè)計的基礎(chǔ)。隨后,以撓性航天器的平面姿態(tài)機動的建模與控制為例,提出一種符號計算在航天器仿真中的應(yīng)用方案,為文中仿真平臺設(shè)計與開發(fā)提供必要的技術(shù)支撐。
　　(2)針對帶有轉(zhuǎn)動慣量矩陣不確定性、受外干擾作用以及飛輪作為執(zhí)行器存在安裝誤差的航天器姿態(tài)控制問題,提出一種基于自適應(yīng)魯棒方法思想的控制律,并給出了嚴格的穩(wěn)定性證明,該方法以反饋線性化方法為基礎(chǔ)并采用徑

4、向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(RadialBasisFunctionNeuralNetwork,RBFNN)設(shè)計補償策略。隨后,考慮執(zhí)行器在實際工作中存在飽和的現(xiàn)象,針對一類帶有不確定性的非線性Hamilton系統(tǒng)的跟蹤控制問題,提出了一種具有抗飽和能力的自適應(yīng)魯棒控制律,該策略同樣以反饋線性化方法為基礎(chǔ),通過構(gòu)建擴張狀態(tài)觀測器(ExtendedStateObserver,ESO)得到外干擾的量測值并將其引入控制律中補償干擾帶來的性能損失,同時在控制律

5、中引入一個輔助系統(tǒng),并對其動力學進行設(shè)計,可減小控制飽和對系統(tǒng)性能影響,并基于Lyapunov理論分析了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。上述控制方案被用于航天器的姿態(tài)跟蹤控制中,通過數(shù)值仿真驗證了該方法的有效性。
　　(3)針對帶有不確定性的撓性航天器的姿態(tài)控制問題,提出了一種分散自適應(yīng)魯棒姿態(tài)控制算法,保證航天器受外界干擾作用和存在參數(shù)不確定性情況下,姿態(tài)能精確的跟蹤指令信號的變化。設(shè)計中,先將撓性航天器模型變換成三個子回路分別進行控制器綜合

6、,利用擴張狀態(tài)觀測器獲取子回路間的耦合特性及外干擾的量測值進行補償后實現(xiàn)子回路間的解耦,然后設(shè)計自適應(yīng)律對模型中不確定參數(shù)進行辨識,最后設(shè)計魯棒控制項保證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定性。考慮到上述方法的不足,為兼顧撓性航天器的姿態(tài)控制精度和對撓性振動的抑制效果,提出了一種姿態(tài)控制與振動抑制相結(jié)合的復(fù)合控制方法。采用LQR方法設(shè)計了撓性附件的主動振動控制器,保證撓性振動的快速衰減,給出并分析了一種Q,R矩陣的選擇方法;在姿態(tài)控制器設(shè)計時,反饋線性化理論

7、仍是整個方法的基礎(chǔ),不確定性參數(shù)的補償策略采用動態(tài)模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(DynamicFuzzyNeuralNetwork,D-FNN),D-FNN可根據(jù)系統(tǒng)的性能動態(tài)調(diào)整網(wǎng)絡(luò)的結(jié)構(gòu)和規(guī)則的條數(shù),有效避免傳統(tǒng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)和參數(shù)選擇的盲目性,然后分析撓性附件的振動及外干擾對姿態(tài)影響的界函數(shù)并將其作為魯棒控制項設(shè)計的基礎(chǔ)加入到姿態(tài)控制律中以保證整個系統(tǒng)的性能。
　　(4)考慮撓性航天器對地定向任務(wù)中太陽帆板驅(qū)動對姿態(tài)控制性能產(chǎn)生影響的問題,提

8、出一種姿態(tài)與驅(qū)動機構(gòu)的復(fù)合控制方法。為避免由太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)開環(huán)控制帶來的轉(zhuǎn)速波動問題,以坐標變化和反饋線性化方法為基礎(chǔ),提出了一種角速率閉環(huán)的魯棒控制律,利用擴張狀態(tài)觀測器設(shè)計補償律抵消波動力矩的影響達到提高驅(qū)動速率平穩(wěn)性的目的。在此基礎(chǔ)上,考慮對地定向任務(wù)中的姿態(tài)穩(wěn)定控制,設(shè)計了前饋補償算法降低帆板驅(qū)動機構(gòu)對姿態(tài)控制性能的影響,保證了高精度的姿態(tài)控制。隨后,數(shù)值仿真對算法的有效性進行了驗證?？紤]到本文研究中仿真程序開發(fā)的復(fù)雜性,為降