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(yīng)用于航天器姿態(tài)控制相關(guān)的研究中，不同程度地解決了航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域中存在的幾大類實(shí)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(bǔ)償問題、執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障的容錯控制問題等。論文從工程實(shí)踐與理論研究相結(jié)合的角度出發(fā)，針對前面提到的幾類工程實(shí)際問題做了深入細(xì)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(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定性影響的航天器姿態(tài)機(jī)動控制問題，提出反饋線性化方法結(jié)合保性能方法的控制策略，設(shè)計了保性能魯棒控制律，在航天器完成姿態(tài)機(jī)動任務(wù)前提下能夠使系統(tǒng)滿足設(shè)定的二次型性能指標(biāo)。研究包括以下兩方面內(nèi)容：
　　針對存在轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定性影響的航天器姿態(tài)機(jī)動控制問題，提出反饋線性化方法與保性能方法相結(jié)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(xué)模型變換成三個獨(dú)立控制回路

3、，之后進(jìn)行分散控制器的設(shè)計。
　　針對存在外部干擾以及轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定性共同影響的航天器姿態(tài)機(jī)動控制問題，提出一種航天器姿態(tài)大角度機(jī)動的分散保性能控制策略，設(shè)計了相應(yīng)的姿態(tài)機(jī)動分散保性能魯棒控制器。
　　2.以航天器姿態(tài)穩(wěn)定任務(wù)和姿態(tài)跟蹤任務(wù)為研究背景，根據(jù)飛行任務(wù)和研究問題的不同，設(shè)計了基于自適應(yīng)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(yīng)滑模的控制

4、策略，該方法用自適應(yīng)律估計干擾上界，并利用滑模方法改善系統(tǒng)性能，設(shè)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(yīng)滑?？刂破鳌?br>　　在前面理論研究基礎(chǔ)上結(jié)合工程實(shí)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(yīng)滑?？刂品椒ㄅc時延技術(shù)相結(jié)合的控制策略。利用時延技術(shù)的逼近能力補(bǔ)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(shè)計了一種可以減小系統(tǒng)抖振的自適應(yīng)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(shè)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(jié)果進(jìn)行了比較。
　　3.以航天器姿態(tài)跟蹤任務(wù)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(shè)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(kuò)張狀態(tài)觀測器結(jié)合反步方法的控制策略，利用擴(kuò)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(diǎn)，及反步法可以把復(fù)雜的非線性系統(tǒng)分成若干級聯(lián)小系統(tǒng)后，進(jìn)行控制器設(shè)計以及穩(wěn)定性分析的優(yōu)點(diǎn)，設(shè)計了姿態(tài)跟蹤控制器。仿真結(jié)果證明，擴(kuò)張狀態(tài)觀測器結(jié)合反步方法的控制器對外部干擾具有一定的抑制作用。
　　擴(kuò)張狀態(tài)觀測器可以較為準(zhǔn)確的估計外部干擾，但由于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器結(jié)合反步方法的控制策略魯棒性不強(qiáng)

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(jié)合自適應(yīng)控制的策略。用自適應(yīng)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(jìn)行補(bǔ)償，對存在的外部干擾進(jìn)行抑制，設(shè)計了對外部干擾及參數(shù)變化具有魯棒性的控制器。
　　4.設(shè)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++