航天器姿態(tài)魯棒控制及半物理仿真研究.pdf

1、姿態(tài)控制系統(tǒng)是整個航天器控制系統(tǒng)中重要組成部分，屬于典型的非線性系統(tǒng)，控制器綜合難度大。近年來隨著控制理論的發(fā)展，非線性控制方法被廣泛應用于航天器姿態(tài)控制相關的研究中，不同程度地解決了航天器姿態(tài)控制領域中存在的幾大類實際問題——對外部環(huán)境干擾力矩的抑制問題、對模型參數(shù)不確定性的補償問題、執(zhí)行機構出現(xiàn)故障的容錯控制問題等。論文從工程實踐與理論研究相結合的角度出發(fā)，針對前面提到的幾類工程實際問題做了深入細致的理論研究，主要完成了以下幾個方面

2、的工作：
　　1.針對存在外干擾及航天器轉動慣量參數(shù)不確定性影響的航天器姿態(tài)機動控制問題，提出反饋線性化方法結合保性能方法的控制策略，設計了保性能魯棒控制律，在航天器完成姿態(tài)機動任務前提下能夠使系統(tǒng)滿足設定的二次型性能指標。研究包括以下兩方面內(nèi)容：
　　針對存在轉動慣量參數(shù)不確定性影響的航天器姿態(tài)機動控制問題，提出反饋線性化方法與保性能方法相結合的控制策略，利用反饋線性化方法將航天器姿態(tài)非線性動力學模型變換成三個獨立控制回路

3、，之后進行分散控制器的設計。
　　針對存在外部干擾以及轉動慣量參數(shù)不確定性共同影響的航天器姿態(tài)機動控制問題，提出一種航天器姿態(tài)大角度機動的分散保性能控制策略，設計了相應的姿態(tài)機動分散保性能魯棒控制器。
　　2.以航天器姿態(tài)穩(wěn)定任務和姿態(tài)跟蹤任務為研究背景，根據(jù)飛行任務和研究問題的不同，設計了基于自適應滑模方法的航天器姿態(tài)控制器。研究包括以下三個方面內(nèi)容：
　　針對存在外部干擾的姿態(tài)控制問題，提出一種基于自適應滑模的控制

4、策略，該方法用自適應律估計干擾上界，并利用滑模方法改善系統(tǒng)性能，設計了對外部干擾具有魯棒性的航天器姿態(tài)穩(wěn)定自適應滑?？刂破鳌?br>　　在前面理論研究基礎上結合工程實際需求，針對執(zhí)行器安裝方式為三正交一斜裝的航天器姿態(tài)容錯控制問題，提出了一種將自適應滑?？刂品椒ㄅc時延技術相結合的控制策略。利用時延技術的逼近能力補償執(zhí)行器的故障，使外部干擾和執(zhí)行器失效共同影響下的航天器仍能保持姿態(tài)穩(wěn)定，體現(xiàn)了控制器對外部干擾和執(zhí)行器失效的魯棒性。

5、　　針對滑?？刂破髦泻蟹柡瘮?shù)會引起系統(tǒng)抖振的問題，設計了一種可以減小系統(tǒng)抖振的自適應滑模姿態(tài)跟蹤控制器。為了觀察控制器抑制抖振的效果，在相同的系統(tǒng)參數(shù)和初始條件下，設計了含有雙曲正切和符號函數(shù)的兩種航天器姿態(tài)跟蹤控制器，并對兩組仿真結果進行了比較。
　　3.以航天器姿態(tài)跟蹤任務為研究背景，針對存在外部干擾和模型參數(shù)不確定性影響的航天器姿態(tài)控制問題，設計了基于反步法的姿態(tài)跟蹤魯棒控制器。研究包括以下兩個方面內(nèi)容：
　　針對

6、存在外部干擾影響的航天器姿態(tài)跟蹤控制問題，提出了擴張狀態(tài)觀測器結合反步方法的控制策略，利用擴張狀態(tài)觀測器可以估計干擾真值而不是估計干擾上界的優(yōu)點，及反步法可以把復雜的非線性系統(tǒng)分成若干級聯(lián)小系統(tǒng)后，進行控制器設計以及穩(wěn)定性分析的優(yōu)點，設計了姿態(tài)跟蹤控制器。仿真結果證明，擴張狀態(tài)觀測器結合反步方法的控制器對外部干擾具有一定的抑制作用。
　　擴張狀態(tài)觀測器可以較為準確的估計外部干擾，但由于擴張狀態(tài)觀測器結合反步方法的控制策略魯棒性不強

7、。針對存在外部干擾和模型參數(shù)不確定性的航天器姿態(tài)跟蹤問題，論文提出了反步法結合自適應控制的策略。用自適應律估計外部干擾上界和不確定性，克服了難于確定這些界函數(shù)的問題。把模型參數(shù)不確定性的估計值及外部干擾上界的估計值代入控制器，對模型參數(shù)不確定性進行補償，對存在的外部干擾進行抑制，設計了對外部干擾及參數(shù)變化具有魯棒性的控制器。
　　4.設計開發(fā)了面向航天器姿控系統(tǒng)的半物理仿真平臺，該平臺包括用MICROSOFT VISUAL C++