有限時(shí)間航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制研究.pdf

1、伴隨航天科技的發(fā)展,對(duì)能夠快速機(jī)動(dòng)的航天器的需求逐漸增多。一方面,復(fù)雜的航天任務(wù)要求機(jī)動(dòng)的快速性,但是系統(tǒng)的收斂形式一般為漸近收斂;另一方面,在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中,航天器的撓性附件振動(dòng)和燃料的消耗等等都會(huì)引起轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的不確定性和時(shí)變性,在軌航天器也不可避免的會(huì)受到外界環(huán)境的各種干擾的影響;此外,執(zhí)行機(jī)構(gòu)在安裝時(shí),不可避免的會(huì)存在安裝誤差,且執(zhí)行機(jī)構(gòu)由于本身的物理特性,使得執(zhí)行器具有飽和的非線性特性。針對(duì)上面所述的問(wèn)題,研究航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)在

2、存在轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性、外界干擾、執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝誤差和輸入飽和多種約束的情況下有限時(shí)間收斂的控制性能顯的十分重要。主要研究?jī)?nèi)容如下:
　　本文首先分別基于歐拉定理和Lagrange理論構(gòu)建了撓性航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)方程,并簡(jiǎn)單給出了有限時(shí)間穩(wěn)定性的相關(guān)概念和判定定理,為下文的控制器的設(shè)計(jì)分析奠定了基礎(chǔ)。
　　針對(duì)航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)有限時(shí)間控制問(wèn)題,本文首先在假設(shè)撓性模態(tài)較小且干擾有界的情況下對(duì)航天器的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行轉(zhuǎn)化,然后在

3、考慮轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性和外界干擾的情況下,基于終端滑?？刂品椒ㄔO(shè)計(jì)了有限時(shí)間機(jī)動(dòng)控制器;考慮到執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在的不可避免的安裝誤差,對(duì)上述控制器進(jìn)行改進(jìn),通過(guò)引入自適應(yīng)方法對(duì)誤差角進(jìn)行學(xué)習(xí)估計(jì)設(shè)計(jì)了改進(jìn)的有限時(shí)間機(jī)動(dòng)控制器。上述控制器的設(shè)計(jì)都引入了符號(hào)函數(shù),為了克服符號(hào)函數(shù)引起的高頻震蕩,使用飽和函數(shù)進(jìn)行了替換,并通過(guò)有限時(shí)間Lyapunov穩(wěn)定性定理證明了上述控制器設(shè)計(jì)的合理性。
　　針對(duì)實(shí)際系統(tǒng)中的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性和外界干擾的上界不