撓性衛(wèi)星的姿態(tài)快速穩(wěn)定控制方法研究.pdf

1、目前，由我國擔(dān)任發(fā)射的航天器大部分都帶有撓性附件，撓性附件正朝著結(jié)構(gòu)和體積更加復(fù)雜的趨勢發(fā)展，對這類航天器的控制要求也將變的更加嚴(yán)格?；诖粟厔?，我們所使用的控制算法應(yīng)當(dāng)進(jìn)一步滿足撓性航天器快速機(jī)動、快速穩(wěn)定的需求。新的控制需求主要體現(xiàn)在兩方面：第一，航天器因撓性附件的日趨復(fù)雜，模型的不確定性增加，控制系統(tǒng)需適應(yīng)被控對象的不確定性；第二，帶有大型撓性附件航天器在快速機(jī)動、快速穩(wěn)定等控制品質(zhì)方面有待提高。
　　本文針對帶有撓性附件的

2、衛(wèi)星本身存在著模態(tài)頻率不確定的問題，對撓性衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計了PD和EI的復(fù)合控制算法來抑制撓性器件的振動，進(jìn)而避免了撓性器件組模態(tài)直接檢測的困難以及因進(jìn)一步設(shè)計觀測器而增加的系統(tǒng)復(fù)雜性的問題。
　　首先，針對動力學(xué)對象確定PD輸出反饋控制器，精心設(shè)計該控制器的參數(shù)，使得姿態(tài)控制系統(tǒng)具有很好的動態(tài)品質(zhì)；此外，為了有效抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動，進(jìn)一步將EI輸入成型振動抑制方法引入到閉環(huán)控制系統(tǒng)的外側(cè)，用來改變輸入命令的形狀達(dá)到抑制撓性結(jié)構(gòu)振

3、動的目的；隨后針對模態(tài)頻率和系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量的不確定性因素設(shè)計了一種基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)的變結(jié)構(gòu)控制器，并且引入了EI輸入成型的振動抑制方法，通過改變輸入指令的形狀來抑制結(jié)構(gòu)的振動，仿真結(jié)果證實(shí)了設(shè)計理論的正確性及所研究方法的可行性。
　　其次，針對撓性衛(wèi)星在大角度姿態(tài)機(jī)動時，飛行器帶有飽和特性所產(chǎn)生的模態(tài)振動問題，本文設(shè)計了一種對飽和特性進(jìn)行分力合成的方法來抑制此類振動，提高了姿態(tài)機(jī)動的穩(wěn)定時間和穩(wěn)態(tài)精度。由仿真結(jié)果可知，針對執(zhí)