飛行器大角度機(jī)動(dòng)控制研究.pdf

1、本文以基于DSP控制實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的飛行器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)教學(xué)實(shí)驗(yàn)為背景。針對(duì)大角度機(jī)動(dòng)控制具有非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合及不確定性等特點(diǎn),應(yīng)用李亞普諾夫理論、非線(xiàn)性系統(tǒng)變結(jié)構(gòu)控制理論及逆動(dòng)態(tài)解耦理論,對(duì)基于反作用飛輪的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制系統(tǒng)的非線(xiàn)性設(shè)計(jì)方法進(jìn)行仿真和實(shí)驗(yàn)研究。首先,利用誤差四元數(shù)建立了基于反作用飛輪的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制模型,將姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為誤差四元數(shù)的調(diào)節(jié)問(wèn)題,并對(duì)模型的不確定性進(jìn)行了分析;同時(shí)對(duì)模型中的運(yùn)算關(guān)系特性進(jìn)行了證明。然后,采用L

2、yapunov方法分別設(shè)計(jì)了獨(dú)立于模型的標(biāo)量增益的線(xiàn)性控制律和矩陣增益的非線(xiàn)性控制律,從理論上分析和證明了在該控制律作用下的閉環(huán)系統(tǒng)是全局漸進(jìn)穩(wěn)定的;在Matlab環(huán)境下對(duì)不同條件和不同形式的控制律進(jìn)行了仿真,給出了不同控制律下的控制系統(tǒng)性能指標(biāo),仿真結(jié)果表明設(shè)計(jì)的控制律對(duì)模型參數(shù)攝動(dòng)和外界干擾具有較好的魯棒性。其次,研究了基于變結(jié)構(gòu)和逆動(dòng)態(tài)解耦理論的控制律設(shè)計(jì)方法。選用二次型最優(yōu)法設(shè)計(jì)了切換流形,并對(duì)滑動(dòng)模態(tài)的穩(wěn)定性進(jìn)行了證明,基于指

3、數(shù)趨近律推導(dǎo)了滑?？刂坡刹⑦M(jìn)行了魯棒性分析;考慮到大角度機(jī)動(dòng)問(wèn)題具有強(qiáng)耦合特點(diǎn),又選用了逆動(dòng)態(tài)理論先對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行非線(xiàn)性解耦,再基于變結(jié)構(gòu)控制的魯棒性進(jìn)行了控制器的設(shè)計(jì);并對(duì)所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)進(jìn)行了仿真,給出了不同控制律下的性能指標(biāo),仿真結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的控制律具有全局漸近穩(wěn)定性和較好的魯棒性。最后,在實(shí)驗(yàn)室現(xiàn)有的基于噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)的大角度機(jī)動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的基礎(chǔ)上,開(kāi)發(fā)了基于反作用飛輪的單軸大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)系統(tǒng);實(shí)驗(yàn)結(jié)果證實(shí)了理論