航天器姿軌一體化建模與協(xié)同控制.pdf_第1頁
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文檔簡介

1、隨著航天技術(shù)的成熟和發(fā)展,空間任務(wù)趨于復(fù)雜,對航天器軌道和姿態(tài)的動力學(xué)建模和控制要求提出了更高的要求。此外,姿態(tài)運(yùn)動和軌道運(yùn)動之間的耦合影響、外界干擾和模型不確定性的存在使航天器姿軌一體化動力學(xué)建模和控制問題更加復(fù)雜化。在此背景下,本文研究了基于對偶四元數(shù)的航天器姿軌一體化動力學(xué)建模及有限時(shí)間控制問題。主要完成了如下幾個(gè)方面的工作:
  利用對偶四元數(shù)可以在同一數(shù)學(xué)框架內(nèi)同時(shí)描述姿態(tài)運(yùn)動和軌道運(yùn)動的優(yōu)勢,研究了基于對偶四元數(shù)的航天

2、器姿軌一體化運(yùn)動模型。首先利用對偶四元數(shù)以一體化的形式描述航天器的一般性空間運(yùn)動,建立了單航天器姿軌一體化運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)模型;在此基礎(chǔ)上,推導(dǎo)了航天器相對運(yùn)動姿軌一體化動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)模型;針對航天器動力學(xué)模型中存在的姿態(tài)軌道耦合問題,進(jìn)行了姿態(tài)軌道耦合特性分析;并針對存在質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量不確定性的情況,分析動力學(xué)模型中由模型不確定性引起的干擾。針對航天器姿軌一體化跟蹤控制問題,設(shè)計(jì)了 PD控制器,并利用 Lyapunov理論證明了系統(tǒng)的漸

3、近收斂。最后進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證動力學(xué)模型的正確性。
  針對航天器相對運(yùn)動姿軌一體化控制問題,在建立了剛體航天器姿軌一體化動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,在考慮了存在外部干擾和模型不確定性的情況下,設(shè)計(jì)了滑模變結(jié)構(gòu)控制器,并選取合適的Lyapunov函數(shù)對系統(tǒng)的穩(wěn)定性進(jìn)行分析;設(shè)計(jì)快速終端滑??刂破?,實(shí)現(xiàn)航天器姿軌一體化有限時(shí)間控制;針對控制器產(chǎn)生的奇異問題進(jìn)行了深入研究,并設(shè)計(jì)了非奇異終端滑??刂破鳎⒗?Lyapunov理論證明整個(gè)閉環(huán)系

4、統(tǒng)的全局有限時(shí)間收斂。最后對控制器進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證其有效性和可行性。
  當(dāng)由于空間環(huán)境的復(fù)雜性,而不能獲知外部干擾和模型不確定性的信息時(shí),設(shè)計(jì)了兩種自適應(yīng)控制器。第一種是可對模型參數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)辨識的自適應(yīng)滑??刂破?;第二種是不含模型參數(shù)的魯棒自適應(yīng)控制器。兩種控制器均能保證閉環(huán)系統(tǒng)的全局漸近穩(wěn)定,誤差對偶四元數(shù)和對偶旋量誤差可漸近收斂到平衡點(diǎn),并對外部干擾及模型不確定性具有更強(qiáng)的魯棒性。通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證所設(shè)計(jì)控制器的有效性和可行

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