基于自抗擾控制技術(shù)的航天器姿態(tài)控制.pdf

1、當(dāng)航天器進行大角度姿態(tài)機動或燃料消耗時，會造成轉(zhuǎn)動慣量的變化，從而引入模型不確定性。同時，在軌運行的航天器還會受到多種干擾力矩的影響。因此，為了保證航天器能夠完成規(guī)定的姿態(tài)任務(wù)，航天器姿態(tài)控制器必須具有較強的魯棒性。本文基于此背景，采用自抗擾控制技術(shù)，給出了具有較強魯棒性的航天器姿態(tài)自抗擾控制器的設(shè)計方法。本文主要工作包括：
　　采用歐拉角來對航天器姿態(tài)進行描述，并建立了航天器姿態(tài)動力學(xué)模型。當(dāng)航天器的轉(zhuǎn)動慣量無法獲得時，航天器姿

2、態(tài)動力學(xué)模型完全未知。將所有模型動態(tài)和外部擾動當(dāng)作總擾動，從而將航天器姿態(tài)動力學(xué)模型解耦。此時，滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個通道完全獨立，從而可以對三個通道分別設(shè)計自抗擾控制器。最后以滾轉(zhuǎn)通道為例，分別給出了非線性自抗擾控制器和線性自抗擾控制器的設(shè)計方案。仿真結(jié)果驗證了所設(shè)計控制器的有效性，并且說明其性能要優(yōu)于PD控制器。
　　當(dāng)航天器的轉(zhuǎn)動慣量可以通過辨識等手段獲得時，可得到航天器姿態(tài)動力學(xué)標(biāo)稱模型。針對這種情況，將標(biāo)稱模型中的耦合項當(dāng)

3、作干擾項，與模型不確定性和外部擾動一起作為總擾動，從而將航天器姿態(tài)動力學(xué)模型解耦，因此可以對三個通道分別設(shè)計自抗擾控制器。然后以滾轉(zhuǎn)通道為例，介紹了非線性自抗擾控制器和線性自抗擾控制器的設(shè)計方法。最后，仿真實驗驗證了所設(shè)計控制器的有效性。與未利用模型信息的自抗擾控制器相比，采用更小的狀態(tài)反饋控制律增益和擴張狀態(tài)觀測器增益，便可獲得期望的性能。
　　由于目前航天器姿態(tài)大多數(shù)采用主動控制，因此會存在執(zhí)行器飽和問題。本文采用抗飽和補償思