航天器姿態(tài)的魯棒控制研究.pdf

1、航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個(gè)多輸入多輸出、耦合的不確定非線性系統(tǒng)。在軌運(yùn)行的航天器不可避免地受到各種干擾力矩的影響，并且這些干擾力矩的大小也是變化的。太陽(yáng)帆板的轉(zhuǎn)動(dòng)、有效載荷的運(yùn)動(dòng)、燃料的消耗以及航天器執(zhí)行的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)、跟蹤任務(wù)都會(huì)引起航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的變化，所以，工程實(shí)踐中航天器的慣量參數(shù)通常是不能精確獲得的，即具有不確定性，這類(lèi)不確定性稱(chēng)為參數(shù)不確定性。另外，航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)往往帶有死區(qū)非線性，并且死區(qū)參數(shù)通常是不能預(yù)先精確獲得的。干擾

2、和參數(shù)不確定性的存在使得航天器姿態(tài)控制問(wèn)題進(jìn)一步復(fù)雜化。因此，為了完成姿態(tài)控制任務(wù)，需要所設(shè)計(jì)的控制律具有較高的魯棒性以及參數(shù)自適應(yīng)能力。本文就是在這種背景下，從理論和應(yīng)用兩個(gè)方面對(duì)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的魯棒控制算法進(jìn)行了深入的研究，并將提出的姿態(tài)控制方案用于某型預(yù)研衛(wèi)星的姿態(tài)控制中。主要完成了以下幾個(gè)方面的工作：
　　針對(duì)存在慣量參數(shù)不確定、干擾力矩與控制輸入受限的航天器姿態(tài)調(diào)節(jié)問(wèn)題，給出了一種魯棒模糊控制方案。先將航天器姿態(tài)調(diào)節(jié)

3、系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為T(mén)-S模糊模型，采用并行分布補(bǔ)償進(jìn)行魯棒模糊控制器設(shè)計(jì)，再將魯棒穩(wěn)定性條件、干擾抑制條件以及控制輸入約束條件轉(zhuǎn)化為線性矩陣不等式，然后采用凸優(yōu)化方法求解線性矩陣不等式組得到控制增益矩陣，從而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)調(diào)節(jié)控制。
　　針對(duì)存在未知慣量參數(shù)和干擾力矩的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題，基于反步法提出了兩種不同的魯棒自適應(yīng)控制策略：第一種控制策略將反步法與非線性阻尼相結(jié)合；第二種控制策略是將反步法與魯棒控制技術(shù)相結(jié)合。兩種控制策略均利用了航天

4、器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)與姿態(tài)動(dòng)力學(xué)的級(jí)聯(lián)結(jié)構(gòu)，采用反步法系統(tǒng)地構(gòu)造Lyapunov函數(shù)，均保證了航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)誤差與角速度收斂到平衡點(diǎn)的較小鄰域。特別指出的是第二種算法中引入了積分環(huán)節(jié)，有利于減小常值干擾引起的姿態(tài)機(jī)動(dòng)誤差。然后，又提出了一種基于非線性滑模的魯棒自適應(yīng)控制算法，理論分析表明了該控制算法保證了航天器姿態(tài)誤差與角速度漸近收斂于平衡點(diǎn)。接著，針對(duì)角速度受限情況的姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題，提出了一種魯棒自適應(yīng)控制策略。該控制策略將自然對(duì)數(shù)函數(shù)引入Ly

5、apunov函數(shù)中來(lái)保證角速度的有界性，然后結(jié)合2L干擾抑制理論設(shè)計(jì)了魯棒自適應(yīng)控制器，理論分析表明該控制器保證了姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中角速度的有界性，并使得閉環(huán)系統(tǒng)是最終有界穩(wěn)定的且具有2L干擾抑制能力。最后，針對(duì)多數(shù)以飛輪為執(zhí)行器的研究中忽略了飛輪的動(dòng)態(tài)特性的情況，提出了一種反步變結(jié)構(gòu)控制策略，解決了同時(shí)存在不確定慣量矩陣、干擾力矩的帶反作用飛輪動(dòng)力學(xué)的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題。
　　針對(duì)存在慣量矩陣不確定性和干擾力矩的航天器姿態(tài)跟蹤問(wèn)題，

6、給出了一種模糊滑模姿態(tài)控制策略，利用模糊邏輯在一個(gè)薄邊界層內(nèi)對(duì)控制的不連續(xù)性加以平滑，以消弱顫振現(xiàn)象，保證系統(tǒng)具有好的姿態(tài)跟蹤性能。然后，針對(duì)存在未知慣量矩陣和干擾力矩的航天器姿態(tài)跟蹤問(wèn)題，提出了一種非線性魯棒自適應(yīng)控制器，Lyapunov理論分析表明，該控制器保證了閉環(huán)系統(tǒng)是一致最終有界穩(wěn)定的，并且系統(tǒng)狀態(tài)收斂到平衡點(diǎn)的較小鄰域。接著，提出了一種自適應(yīng)2L增益干擾抑制控制策略，該控制策略將自適應(yīng)反步法與非線性2L增益干擾抑制方法結(jié)合起

7、來(lái)，采用自適應(yīng)反步法構(gòu)造系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù)。該控制器不僅保證了姿態(tài)跟蹤誤差系統(tǒng)是一致最終有界穩(wěn)定的，而且保證了估計(jì)的航天器慣量參數(shù)的有界性，并使得從干擾輸入到評(píng)價(jià)輸出的2L增益滿(mǎn)足給定的要求，達(dá)到抑制干擾的目的。需要指出的是控制器中含有積分環(huán)節(jié)，可減小常值干擾引起的穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差。另外，又提出了一種魯棒自適應(yīng)控制器，理論分析表明了該控制器保證了航天器姿態(tài)誤差四元數(shù)與角速度誤差漸近收斂到平衡點(diǎn)。最后，針對(duì)帶飛輪動(dòng)力學(xué)的輪控航天器姿態(tài)