多界依賴的撓性航天器魯棒與容錯姿態(tài)控制.pdf

1、在航天事業(yè)快速發(fā)展的時代，人們對航天器的精度要求在不斷提高，無論是通信還是定位，都與人們的生活密切相關(guān)。為了滿足人們的需求，航天器在軌運行時，所需攜帶附件無論是數(shù)量還是種類上都遠遠的超過了20世紀60年代。由于火箭運載能力和經(jīng)濟等客觀因素存在，越來越多的輕質(zhì)材料制造的撓性附件出現(xiàn)在了航天器上，當(dāng)今航天器的姿態(tài)控制研究逐漸將重心轉(zhuǎn)移到了撓性航天器的姿態(tài)控制上。在撓性航天器在軌飛行時，干擾、時滯、執(zhí)行機構(gòu)部分失效的出現(xiàn)往往會影響到航天器的姿

2、態(tài)。針對此類問題，本文將從如下幾個方面展開研究討論:
　　(1)針對撓性航天器模型，首先僅考慮干擾和時滯情況。基于李雅普諾夫穩(wěn)定理論和線性矩陣不等式法，通過構(gòu)造一個新型的增廣李雅普諾夫泛函，建立基于線性矩陣不等式(LMI)形式的時滯相關(guān)H∞狀態(tài)反饋控制器的設(shè)計方法;通過數(shù)值仿真驗證該控制方法的有效性并分析其時滯量、H∞性能指標及時滯積分不等式分解系數(shù)對撓性航天器姿態(tài)角及姿態(tài)角速度的影響。
　　(2)考慮撓性航天器執(zhí)行機構(gòu)部分

3、失效的情況，構(gòu)建被動容錯控制器。首先，將執(zhí)行機構(gòu)部分失效容錯控制問題轉(zhuǎn)化為不確定參數(shù)魯棒控制問題。然后，設(shè)計了一個新的多界依賴的狀態(tài)反饋魯棒H∞控制算法。此算法不僅依賴時滯積分不等式分解參數(shù)和時滯界信息，還依賴部分失效因子。最后通一系列仿真驗證所提方法有效性。
　　(3)針對撓性航天器執(zhí)行機構(gòu)部分失效的情況，通過使用在線估計來設(shè)計自適應(yīng)容錯控制器，并在常規(guī)控制律中增加補償控制項。這種補償方法可以減少故障效應(yīng)，而不需要故障檢測和隔離