撓性航天器姿態(tài)魯棒非線性控制算法研究.pdf

1、自20世紀(jì)50年代以來，隨著航天技術(shù)的迅猛發(fā)展，撓性航天器姿態(tài)控制問題得到了密切的關(guān)注和廣泛的研究。撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個多輸入多輸出、耦合的不確定非線性系統(tǒng)，為了完成姿態(tài)控制任務(wù)，要求所設(shè)計的控制規(guī)律具有較高的魯棒性以及參數(shù)自適應(yīng)能力。本學(xué)位論文結(jié)合國家自然科學(xué)基金項目“一類撓性航天器主動振動魯棒控制技術(shù)研究”(60774062)和高等學(xué)校博士學(xué)科點專項科研項目“撓性多體結(jié)構(gòu)衛(wèi)星主動振動控制技術(shù)研究”(20050213010)，

2、從理論和應(yīng)用兩個方面針對撓性航天器姿態(tài)魯棒非線性控制算法進行了深入和細(xì)致的研究。主要完成以下幾個方面的工作：
　　針對存在慣量參數(shù)不確定、外干擾力矩的撓性航天器姿態(tài)控制問題，提出一種動態(tài)輸出反饋魯棒姿態(tài)控制方案。首先，基于撓性航天器動力學(xué)模型，給出狀態(tài)反饋姿態(tài)控制器設(shè)計方法；在此基礎(chǔ)上，提出動態(tài)輸出反饋魯棒控制器設(shè)計方法；進一步，為了降低設(shè)計的保守性，提出一種自適應(yīng)參數(shù)設(shè)計方法，并基于Lyapunov方法給出了系統(tǒng)穩(wěn)定性證明。理論

3、分析表明，所構(gòu)建的姿態(tài)控制器是模型參數(shù)獨立的(即不依賴于航天器的轉(zhuǎn)動慣量)，并且不需要預(yù)知外干擾力矩的上界。仿真表明所提出的控制方案可以保證撓性航天器完成姿態(tài)控制任務(wù)，同時有效地抑制了撓性附件的振動，對于轉(zhuǎn)動慣量的攝動及外干擾力矩具有很好的魯棒性。
　　針對帶有非線性(飽和/死區(qū)特性)輸入的撓性航天器姿態(tài)控制問題，提出一種自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制方案。首先，給出一類不確定系統(tǒng)的變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器的設(shè)計步驟；在此基礎(chǔ)上，針對控制輸

4、入存在飽和/死區(qū)特性的非線性輸入問題，給出滑模存在條件以及變結(jié)構(gòu)輸出反饋漸近穩(wěn)定控制器和指數(shù)穩(wěn)定控制器；為了降低設(shè)計的保守性，提出一種自適應(yīng)參數(shù)設(shè)計方法，基于Lyapunov方法分析了滑動模態(tài)的存在性及穩(wěn)定性；最后，將本章提出的控制方法應(yīng)用于撓性航天器的姿態(tài)控制，仿真結(jié)果表明，盡管存在輸入非線性，所提方案不但可以保證完成姿態(tài)控制任務(wù)，而且可以有效抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動，對參數(shù)不確定性具有很強的魯棒性。
　　針對存在模型不確定性因素的撓

5、性航天器姿態(tài)機動問題，提出一種主動控制策略。首先，基于T-S模糊滑?？刂萍夹g(shù)設(shè)計了姿態(tài)機動控制器，為了抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動，設(shè)計了應(yīng)變速率反饋補償器(SRF)以增加撓性結(jié)構(gòu)的阻尼，使振動能夠很快地衰減；其次，提出一種基于模糊邏輯補償思想的魯棒主動控制策略，理論分析和仿真結(jié)果表明，該算法可以取得較好的控制效果；最后，針對采用推力器作為執(zhí)行機構(gòu)的撓性航天器提出一種自適應(yīng)滑?？刂谱藨B(tài)控制算法，結(jié)合脈沖調(diào)寬調(diào)頻(PWPF)技術(shù)應(yīng)用到噴氣推力器的控

6、制中，使其產(chǎn)生所需要的控制力矩脈沖序列。仿真結(jié)果表明所提出的控制策略對撓性航天器慣量參數(shù)具有自適應(yīng)能力，對擾動具有良好的魯棒性。
　　針對帶有執(zhí)行機構(gòu)動態(tài)特性的撓性航天器姿態(tài)跟蹤問題，基于后步滑模及主動振動控制技術(shù)提出一種魯棒主動控制策略。首先，采用自適應(yīng)后步法結(jié)合主動振動控制技術(shù)設(shè)計了姿態(tài)跟蹤魯棒控制器，基于Lyapunov方法分析了系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性；在此基礎(chǔ)上，顯性地考慮了執(zhí)行機構(gòu)動態(tài)特性問題，將整個設(shè)計過程分為兩個步驟：第一