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文檔簡介
1、液體燃料作為一種廣泛使用的航天能源,其晃動(dòng)不可避免地對航天器姿態(tài)穩(wěn)定造成負(fù)面影響,而充液航天器作為一類固-液耦合的復(fù)雜模型,其動(dòng)力學(xué)建模研究涉及到流體力學(xué)、經(jīng)典力學(xué)等,系統(tǒng)中存在的強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合性、零動(dòng)態(tài)不穩(wěn)定等問題都是控制領(lǐng)域研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)。
首先,介紹了課題的研究背景和研究意義,綜述了充液航天器動(dòng)力學(xué)建模研究及姿態(tài)控制技術(shù)研究現(xiàn)狀。
其次,針對一類在二維平面內(nèi)平動(dòng)的充液航天器模型,在其等效控制輸入的簡化模型基
2、礎(chǔ)上提出了一種滑模狀態(tài)觀測器的設(shè)計(jì)方法,通過選取可測狀態(tài)航天器姿態(tài)角間接估計(jì)出了晃動(dòng)角狀態(tài),并通過有界性證明及誤差分析得出晃動(dòng)估計(jì)角在一定誤差范圍內(nèi)可以快速逼近真實(shí)值的結(jié)論。該方法有效解決了液體晃動(dòng)角度實(shí)際中無法測量的情況,具有一定的工程意義。
再次,本文直接針對充液航天器實(shí)際控制器設(shè)計(jì)了滑??刂破?。相比于采用等效控制輸入的簡化模型方法,由于不存在等效控制器與實(shí)際控制器的轉(zhuǎn)換誤差問題,因此在滑??刂破髯饔孟鲁湟汉教炱鞯淖藨B(tài)能夠
3、快速穩(wěn)定,系統(tǒng)魯棒性較強(qiáng)。隨后,針對航天器實(shí)際控制器出現(xiàn)的未知推力及扭矩故障,采用自適應(yīng)方法估計(jì)了未知故障信息,所設(shè)計(jì)的容錯(cuò)滑??刂破饕材軌蛟诠收洗嬖诘那闆r下穩(wěn)定充液航天器姿態(tài)。
最后,針對三維面內(nèi)的充液航天器進(jìn)行了建模研究。首先,在建立的地心慣性坐標(biāo)系、軌道坐標(biāo)系、航天器體坐標(biāo)系及液體晃動(dòng)坐標(biāo)系的基礎(chǔ)上采用角動(dòng)量守恒定律建立了充液航天器各個(gè)部分對其質(zhì)心的慣性力矩,并將其與三軸充液航天器的拉格朗日方程相結(jié)合,得出完整的動(dòng)力學(xué)方
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