航天器近距離運(yùn)動(dòng)的魯棒姿軌聯(lián)合控制.pdf

1、航天器的姿態(tài)與軌道控制是空間任務(wù)成功與否的關(guān)鍵。隨著空間需求的日益增多,特別是對(duì)于以在軌服務(wù)、編隊(duì)飛行、行星軟著陸過(guò)程的終端著陸和空間攔截等為代表的空間近距離運(yùn)動(dòng)任務(wù),航天器在受控飛行過(guò)程中,其位姿需要快速地、同時(shí)地滿(mǎn)足高精度的控制要求。傳統(tǒng)的航天器姿軌獨(dú)立控制方式已逐漸不能滿(mǎn)足這些新型空間任務(wù)的控制精度及機(jī)動(dòng)性能的需求。相比之下,航天器的姿軌聯(lián)合控制方式能夠充分考慮并利用姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與軌道動(dòng)力學(xué)之間的耦合關(guān)系,將兩者視為整體,采用統(tǒng)一的

2、控制算法同時(shí)調(diào)整星體位姿,從系統(tǒng)和全局角度來(lái)處理問(wèn)題,能夠從本質(zhì)上提高任務(wù)的控制精度和機(jī)動(dòng)性能。因此,研究航天器近距離運(yùn)動(dòng)的姿軌聯(lián)合控制具有非常重要的理論意義與工程應(yīng)用價(jià)值。本論文以航天器的兩類(lèi)近距離運(yùn)動(dòng)任務(wù)——空間近距離操作和空間相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)為研究背景,對(duì)航天器近距離運(yùn)動(dòng)的姿態(tài)軌道一體化建模與控制進(jìn)行了研究,主要內(nèi)容包括:
　　建立了面向兩類(lèi)空間近距離運(yùn)動(dòng)任務(wù)的航天器姿軌耦合動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)空間近距離操作和空間相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)的任務(wù)

3、特點(diǎn),分別提出了控制機(jī)構(gòu)的配置方案,在此基礎(chǔ)上,分析航天器姿態(tài)與軌道之間的耦合關(guān)系,建立了對(duì)應(yīng)的姿軌耦合動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置方式的不同,兩類(lèi)動(dòng)力學(xué)模型分別表現(xiàn)為全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。
　　針對(duì)空間近距離操作任務(wù),為充分利用執(zhí)行機(jī)構(gòu)全驅(qū)動(dòng)控制特點(diǎn),以提高系統(tǒng)的機(jī)動(dòng)性能及控制精度,研究了航天器姿軌聯(lián)合有限時(shí)間控制問(wèn)題。針對(duì)這一問(wèn)題,本文提出了基于軌跡跟蹤思想的魯棒姿軌聯(lián)合有限時(shí)間控制律,通過(guò)設(shè)計(jì)一類(lèi)動(dòng)態(tài)性能良好且有限時(shí)間收斂

4、的運(yùn)動(dòng)軌跡,將有限時(shí)間控制問(wèn)題等價(jià)地轉(zhuǎn)化為對(duì)設(shè)計(jì)軌跡的跟蹤問(wèn)題,并利用自適應(yīng)Backstepping技術(shù)設(shè)計(jì)了控制律,使得航天器的位姿在星體質(zhì)量特性未知,推力器安裝誤差和外界干擾存在的情況下,在預(yù)定的時(shí)間內(nèi)達(dá)到期望值。另外,考慮到控制算法中對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝誤差的補(bǔ)償項(xiàng)使得控制輸入指令不易求取,提出了一種基于優(yōu)化思想的控制輸入計(jì)算方法,保證推力輸入指令的在線(xiàn)實(shí)時(shí)解算。隨后針對(duì)系統(tǒng)中可能出現(xiàn)的“振顫”現(xiàn)象進(jìn)行了分析,并改進(jìn)了控制算法,給出了嚴(yán)

5、格的穩(wěn)定性分析。數(shù)值仿真驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的有限時(shí)間控制律的有效性。
　　同樣針對(duì)空間近距離操作任務(wù),考慮到實(shí)際中執(zhí)行機(jī)構(gòu)幅值受限,研究了含有控制飽和的航天器姿軌聯(lián)合控制問(wèn)題,并進(jìn)一步研究了含有控制飽和的有限時(shí)間姿軌聯(lián)合控制問(wèn)題。首先,基于抗飽和控制思想,結(jié)合自適應(yīng)Backstepping技術(shù),提出了具有抗飽和能力的魯棒姿軌聯(lián)合控制律,通過(guò)在虛擬控制中引入一個(gè)輔助信號(hào),并對(duì)其動(dòng)力學(xué)的巧妙設(shè)計(jì),有效補(bǔ)償了控制飽和誤差帶來(lái)的系統(tǒng)性能損失。隨

6、后,為兼顧抗飽和能力及有限時(shí)間控制律的強(qiáng)機(jī)動(dòng)性和高控制精度,將已設(shè)計(jì)的魯棒有限時(shí)間控制律和抗飽和控制律結(jié)合,基于切換思想,提出了抗飽和魯棒有限時(shí)間姿軌聯(lián)合控制律,并基于切換系統(tǒng)理論給出了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性分析。仿真結(jié)果表明,初期運(yùn)行的抗飽和控制律能夠有效處理執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問(wèn)題,當(dāng)系統(tǒng)退飽和且滿(mǎn)足給定的切換條件時(shí),控制律切換至有限時(shí)間控制律,能夠保證航天器相對(duì)位姿以較小的方法誤差快速收斂于期望狀態(tài),較好地吸取了兩者的優(yōu)勢(shì)。
　　針對(duì)空間

7、相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)任務(wù),提出了基于濾波Backstepping技術(shù)的魯棒姿軌聯(lián)合控制律,解決了欠驅(qū)動(dòng)情形下的航天器姿軌聯(lián)合控制問(wèn)題。由于這類(lèi)任務(wù)中,單臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的固連安裝導(dǎo)致軌控推力矢量與星體姿態(tài)角呈非線(xiàn)性耦合關(guān)系,使得現(xiàn)有的非線(xiàn)性控制技術(shù)很難直接使用,這成為該類(lèi)任務(wù)的姿軌聯(lián)合控制問(wèn)題的一個(gè)設(shè)計(jì)難點(diǎn)。本文基于三角函數(shù)性質(zhì),提出了一種向量分解技術(shù),巧妙地處理了這種非線(xiàn)性級(jí)聯(lián)關(guān)系,使得Backstepping思想得以成功應(yīng)用。由于系統(tǒng)階次較高,

8、在利用Backstepping技術(shù)進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)時(shí),每一步設(shè)計(jì)均引入一階濾波器以避免“級(jí)數(shù)膨脹”現(xiàn)象。隨后,從理論上給出了嚴(yán)格的閉環(huán)穩(wěn)定性分析,其中,利用奇異擾動(dòng)理論證明了標(biāo)稱(chēng)情形下閉環(huán)系統(tǒng)的指數(shù)穩(wěn)定性,并利用Lyapunov理論證明了一般情形下閉環(huán)系統(tǒng)的最終一致有界性。最后,通過(guò)對(duì)月面軟著陸最終著陸段的仿真驗(yàn)證了所提出控制律的有效性。
　　最后,研究了一類(lèi)特殊的空間相對(duì)軌道機(jī)動(dòng)任務(wù)——近圓軌道目標(biāo)交會(huì)的姿軌聯(lián)合控制問(wèn)題。需要指出

9、的是,利用本文所提出的向量分解技術(shù)可以將該控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為對(duì)一類(lèi)推廣的半嚴(yán)反饋系統(tǒng)的輸出鎮(zhèn)定問(wèn)題,該系統(tǒng)具有低階子系統(tǒng)呈線(xiàn)性形式、高階子系統(tǒng)呈半嚴(yán)反饋形式且整體系統(tǒng)呈現(xiàn)級(jí)聯(lián)形式的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)。因此,首先針對(duì)這類(lèi)非線(xiàn)性系統(tǒng),根據(jù)其結(jié)構(gòu)特點(diǎn),提出了一種基于H∞技術(shù)的魯棒自適應(yīng)Backstepping控制方法,解決了這類(lèi)推廣的半嚴(yán)反饋系統(tǒng)的魯棒自適應(yīng)控制問(wèn)題,所設(shè)計(jì)的控制律不僅能夠保證閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性,而且能夠按給定水平實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)不確定性的抑制。隨