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1、伴隨著空間技術(shù)的發(fā)展,航天器的姿態(tài)控制一直是航天器技術(shù)研究領(lǐng)域的熱點(diǎn)和難點(diǎn)問(wèn)題之一。目前,許多的空間任務(wù)(例如對(duì)地觀測(cè)、編隊(duì)飛行等)要求航天器具有良好的姿態(tài)控制性能。航天器迅速、精確的完成空間任務(wù)可以增加其使用的范圍,獲得更多有價(jià)值的信息。但航天器的姿態(tài)跟蹤或姿態(tài)機(jī)動(dòng)是一個(gè)典型的非線性控制問(wèn)題,控制器綜合難度大。而且現(xiàn)代航天器上撓性結(jié)構(gòu)的增多也導(dǎo)致振動(dòng)問(wèn)題嚴(yán)重。另外,航天器在軌運(yùn)行期間,不可避免的會(huì)受到各種環(huán)境力矩的干擾;同時(shí),航天器執(zhí)
2、行部件安裝誤差等因素造成輸出力矩的偏差也會(huì)影響姿態(tài)控制精度。傳統(tǒng)的航天器姿態(tài)控制方式已逐漸不能適應(yīng)許多新型空間任務(wù)對(duì)控制性能的需求。隨著近年來(lái)控制理論的發(fā)展,許多非線性控制方法被用于設(shè)計(jì)航天器姿態(tài)控制器,在這種背景下,從理論研究和工程實(shí)踐的角度出發(fā),本文對(duì)航天器的姿態(tài)控制,撓性結(jié)構(gòu)的主動(dòng)振動(dòng)抑制和太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)時(shí)的姿態(tài)補(bǔ)償控制等問(wèn)題進(jìn)行了深入的探討。本學(xué)位論文主要研究?jī)?nèi)容包含以下四個(gè)方面:
(1)建立了航天器的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型
3、,然后著重給出太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)與航天器姿態(tài)的耦合模型,作為后續(xù)控制系統(tǒng)的分析與設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。隨后,以撓性航天器的平面姿態(tài)機(jī)動(dòng)的建模與控制為例,提出一種符號(hào)計(jì)算在航天器仿真中的應(yīng)用方案,為文中仿真平臺(tái)設(shè)計(jì)與開(kāi)發(fā)提供必要的技術(shù)支撐。
(2)針對(duì)帶有轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣不確定性、受外干擾作用以及飛輪作為執(zhí)行器存在安裝誤差的航天器姿態(tài)控制問(wèn)題,提出一種基于自適應(yīng)魯棒方法思想的控制律,并給出了嚴(yán)格的穩(wěn)定性證明,該方法以反饋線性化方法為基礎(chǔ)并采用徑
4、向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(RadialBasisFunctionNeuralNetwork,RBFNN)設(shè)計(jì)補(bǔ)償策略。隨后,考慮執(zhí)行器在實(shí)際工作中存在飽和的現(xiàn)象,針對(duì)一類(lèi)帶有不確定性的非線性Hamilton系統(tǒng)的跟蹤控制問(wèn)題,提出了一種具有抗飽和能力的自適應(yīng)魯棒控制律,該策略同樣以反饋線性化方法為基礎(chǔ),通過(guò)構(gòu)建擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器(ExtendedStateObserver,ESO)得到外干擾的量測(cè)值并將其引入控制律中補(bǔ)償干擾帶來(lái)的性能損失,同時(shí)在控制律
5、中引入一個(gè)輔助系統(tǒng),并對(duì)其動(dòng)力學(xué)進(jìn)行設(shè)計(jì),可減小控制飽和對(duì)系統(tǒng)性能影響,并基于Lyapunov理論分析了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。上述控制方案被用于航天器的姿態(tài)跟蹤控制中,通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證了該方法的有效性。
(3)針對(duì)帶有不確定性的撓性航天器的姿態(tài)控制問(wèn)題,提出了一種分散自適應(yīng)魯棒姿態(tài)控制算法,保證航天器受外界干擾作用和存在參數(shù)不確定性情況下,姿態(tài)能精確的跟蹤指令信號(hào)的變化。設(shè)計(jì)中,先將撓性航天器模型變換成三個(gè)子回路分別進(jìn)行控制器綜合
6、,利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器獲取子回路間的耦合特性及外干擾的量測(cè)值進(jìn)行補(bǔ)償后實(shí)現(xiàn)子回路間的解耦,然后設(shè)計(jì)自適應(yīng)律對(duì)模型中不確定參數(shù)進(jìn)行辨識(shí),最后設(shè)計(jì)魯棒控制項(xiàng)保證整個(gè)系統(tǒng)的穩(wěn)定性??紤]到上述方法的不足,為兼顧撓性航天器的姿態(tài)控制精度和對(duì)撓性振動(dòng)的抑制效果,提出了一種姿態(tài)控制與振動(dòng)抑制相結(jié)合的復(fù)合控制方法。采用LQR方法設(shè)計(jì)了撓性附件的主動(dòng)振動(dòng)控制器,保證撓性振動(dòng)的快速衰減,給出并分析了一種Q,R矩陣的選擇方法;在姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)時(shí),反饋線性化理論
7、仍是整個(gè)方法的基礎(chǔ),不確定性參數(shù)的補(bǔ)償策略采用動(dòng)態(tài)模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(DynamicFuzzyNeuralNetwork,D-FNN),D-FNN可根據(jù)系統(tǒng)的性能動(dòng)態(tài)調(diào)整網(wǎng)絡(luò)的結(jié)構(gòu)和規(guī)則的條數(shù),有效避免傳統(tǒng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)和參數(shù)選擇的盲目性,然后分析撓性附件的振動(dòng)及外干擾對(duì)姿態(tài)影響的界函數(shù)并將其作為魯棒控制項(xiàng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)加入到姿態(tài)控制律中以保證整個(gè)系統(tǒng)的性能。
(4)考慮撓性航天器對(duì)地定向任務(wù)中太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)對(duì)姿態(tài)控制性能產(chǎn)生影響的問(wèn)題,提
8、出一種姿態(tài)與驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的復(fù)合控制方法。為避免由太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)開(kāi)環(huán)控制帶來(lái)的轉(zhuǎn)速波動(dòng)問(wèn)題,以坐標(biāo)變化和反饋線性化方法為基礎(chǔ),提出了一種角速率閉環(huán)的魯棒控制律,利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器設(shè)計(jì)補(bǔ)償律抵消波動(dòng)力矩的影響達(dá)到提高驅(qū)動(dòng)速率平穩(wěn)性的目的。在此基礎(chǔ)上,考慮對(duì)地定向任務(wù)中的姿態(tài)穩(wěn)定控制,設(shè)計(jì)了前饋補(bǔ)償算法降低帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)對(duì)姿態(tài)控制性能的影響,保證了高精度的姿態(tài)控制。隨后,數(shù)值仿真對(duì)算法的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。考慮到本文研究中仿真程序開(kāi)發(fā)的復(fù)雜性,為降
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