衛(wèi)星姿態(tài)大角度敏捷機(jī)動路徑規(guī)劃與控制研究.pdf

1、隨著航天技術(shù)的快速發(fā)展，對地面特定目標(biāo)的觀測任務(wù)要求越來越高，出現(xiàn)了非沿跡多條帶成像、目標(biāo)凝視、立體成像等空間任務(wù)，能執(zhí)行這種任務(wù)的衛(wèi)星都稱為敏捷衛(wèi)星。衛(wèi)星敏捷性主要體現(xiàn)在姿態(tài)大角度快速機(jī)動，且機(jī)動過程中姿態(tài)保持高精度、高穩(wěn)定性。衛(wèi)星按照何種姿態(tài)機(jī)動路徑進(jìn)行姿態(tài)快速切換和敏捷成像是首先要解決的問題，考慮衛(wèi)星撓性附件對敏捷的影響是研究的難點(diǎn)。根據(jù)敏捷衛(wèi)星這些特點(diǎn)，本學(xué)位論文主要圍繞敏捷衛(wèi)星動力學(xué)建模、姿態(tài)大角度機(jī)動路徑規(guī)劃及其路徑參數(shù)確定

2、、機(jī)動跟蹤控制器設(shè)計這些問題展開深入研究。在此基礎(chǔ)上，基于MFC開發(fā)了衛(wèi)星姿態(tài)大角度敏捷機(jī)動數(shù)學(xué)仿真軟件。
　　本研究首先建立了帶撓性的非線性敏捷衛(wèi)星動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)模型，以此作為路徑規(guī)劃迭代的系統(tǒng)方程。推導(dǎo)的模型主要包括：考慮機(jī)動過程中星上太陽帆板撓性振動的撓性動力學(xué)模型；基于歐拉角和四元數(shù)的姿態(tài)運(yùn)動學(xué)模型以及不同空間坐標(biāo)系下衛(wèi)星姿態(tài)的轉(zhuǎn)換方程。然后，對敏捷衛(wèi)星大角度機(jī)動路徑規(guī)劃算法進(jìn)行了深入研究。設(shè)計了在撓性帆板振動、執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸

3、出力矩能力、敏感器測量范圍、機(jī)動時間、機(jī)動末段姿態(tài)精度和穩(wěn)定度等多個約束下的路徑規(guī)劃算法。研究內(nèi)容主要集中在時間最優(yōu)和時間固定兩種模式下梯型路徑規(guī)劃、正弦路徑規(guī)劃和多項(xiàng)式路徑規(guī)劃三種衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動路徑規(guī)劃算法上。研究過程中針對路徑參數(shù)在多個約束下存在多解的情況，通過粒子群多目標(biāo)優(yōu)化算法求解路徑參數(shù)的Pareto解。并在同一仿真算例下，給出三種不同路徑下機(jī)動姿態(tài)角、角速度、角加速度、機(jī)動過程姿態(tài)誤差、撓性帆板三階振動和輸出力矩的仿真結(jié)果，對

4、比分析表明，多項(xiàng)式路徑規(guī)劃更能滿足敏捷衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動約束和精度要求。再次，對敏捷衛(wèi)星機(jī)動過程中姿態(tài)跟蹤控制方法進(jìn)行了深入研究。主要包括：針對衛(wèi)星大角度機(jī)動過程需要提供大且連續(xù)的控制力矩，建立了金字塔構(gòu)型的控制力矩陀螺群作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型，并分別從構(gòu)型中CMG的位置分布、奇異面空間分布和操縱律設(shè)計這三方面進(jìn)行了分析。建立了基于誤差角速度和誤差四元數(shù)的誤差運(yùn)動學(xué)和誤差撓性動力學(xué)數(shù)學(xué)方程，在此基礎(chǔ)上設(shè)計了 PD姿態(tài)跟蹤控制器，并利用 Lya

5、punov第二方法分析其漸進(jìn)穩(wěn)定性。針對衛(wèi)星機(jī)動過程中數(shù)學(xué)模型的不穩(wěn)定性和環(huán)境干擾力矩的不確定性，設(shè)計了基于誤差角速度和誤差四元數(shù)的滑模變結(jié)構(gòu)控制器，以提高控制系統(tǒng)的魯棒性和姿態(tài)跟蹤精度。在這兩種控制器的基礎(chǔ)上搭建敏捷衛(wèi)星閉環(huán)控制仿真系統(tǒng)，驗(yàn)證了所設(shè)計控制策略的有效性及合理性。最后，在上述算法的研究基礎(chǔ)上，利用VC2010開發(fā)工具和MVC設(shè)計模式開發(fā)了衛(wèi)星姿態(tài)大角度敏捷機(jī)動數(shù)學(xué)仿真軟件，實(shí)現(xiàn)了各個數(shù)學(xué)模塊之間的耦合，并通過STK引擎實(shí)現(xiàn)