柔性航天器非線性動力學(xué)與控制方法研究.pdf

1、國內(nèi)圖書分類號：TP13:V44學(xué)校代碼：10213國際圖書分類號：621:629.783密級：公開工學(xué)博士學(xué)位論文工學(xué)博士學(xué)位論文柔性航天器非線性動力學(xué)與控制方法研究博士研究生：楊正賢導(dǎo)師：孔憲仁教授申請學(xué)位：工學(xué)博士學(xué)科：飛行器設(shè)計所在單位：衛(wèi)星技術(shù)研究所答辯日期：2011年06月授予學(xué)位單位：哈爾濱工業(yè)大學(xué)摘要I摘要論文以大型柔性航天器為研究對象，考慮柔性航天器中存在的模型不確定性、外界干擾、輸入飽和等不利因素，根據(jù)柔性航天器動力

2、學(xué)及控制技術(shù)的研究現(xiàn)狀，從理論和實驗兩個方面，對柔性航天器的非線性剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)建模、姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計、柔性結(jié)構(gòu)的振動抑制等進行了深入研究，主要內(nèi)容包括以下幾個方面的工作：隨著柔性航天器大型化、敏捷化、高精度化的發(fā)展，對動力學(xué)模型的精度要求越來越高，傳統(tǒng)剛?cè)狁詈夏Ｐ途窒扌栽絹碓矫黠@。為充分體現(xiàn)柔性體的變形與其大范圍空間運動之間的相互耦合，建立柔性航天器一次近似剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型。通過在梁的變形位移場中計及在結(jié)構(gòu)動力學(xué)中忽略的二次耦合項，

3、利用Hamilton原理導(dǎo)出了非線性偏微分形式動力學(xué)方程。采用有限元法對方程進行離散，得到了包含動力剛度項的柔性航天器一次近似剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型，并對其適用性進行了分析。針對采用強非線性一次近似剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)描述的柔性航天器，在考慮存在模型不確定性和干擾的情況下設(shè)計魯棒控制器的問題，基于Lyapunov方法分別設(shè)計了自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)姿態(tài)調(diào)節(jié)控制器、及參考軌跡為時變信號的姿態(tài)跟蹤控制器，并證明了姿態(tài)角和角速度誤差的收斂性。設(shè)計的控制器僅利用輸

4、出信息，從而避免設(shè)計柔性模態(tài)狀態(tài)觀測器，避免引入狀態(tài)觀測器誤差，仿真結(jié)果驗證了其有效性。針對航天器柔性結(jié)構(gòu)的振動主動抑制問題，考慮當航天器存在大范圍運動時，柔性結(jié)構(gòu)動邊界模態(tài)與定邊界模態(tài)特性的不同，設(shè)計振動抑制延時控制器。進一步考慮當存在控制輸入飽和時，提出了一種內(nèi)閉環(huán)延時控制方法，將輸入成形器引入到控制內(nèi)閉環(huán)中，使得即使控制力矩輸出飽和也能抑制柔性結(jié)構(gòu)的振動。針對使用噴氣推力器作為執(zhí)行機構(gòu)進行快速姿態(tài)機動時的振動抑制問題，提出了一種閉

5、環(huán)開關(guān)序列控制技術(shù)，避免激起柔性附件的持續(xù)振動，使得柔性航天器能夠利用噴氣推力器進行平穩(wěn)大角度機動。針對一類大范圍運動的柔性航天器姿態(tài)跟蹤問題，為進一步提高跟蹤控制性能，提出了一種自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法。利用在線自學(xué)習(xí)多層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補償系統(tǒng)非線性項及未建模動態(tài)，利用變結(jié)構(gòu)項補償神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近誤差及外部干擾?？刂破髦焕米藨B(tài)角和角速度信息進行反饋控制，不需要精確知道系統(tǒng)模型及柔性附件的振動信息。仿真結(jié)果表明，該方法有效地提高了跟蹤精度，