帶有輸入飽和的撓性航天器姿態(tài)跟蹤魯棒控制研究.pdf

1、在實際的航天任務中，燃料的消耗、有效載荷的運動以及撓性附件(如太陽能帆板、天線等)的振動，致使航天器的慣量參數(shù)是時變的且不能精確獲知；同時在軌航天器又不可避免地受到各種外部干擾的作用(如太陽光壓、氣動力矩等)，這些因素使得航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個變參數(shù)、強耦合以及存在外干擾的多變量非線性系統(tǒng)。此外由于執(zhí)行機構自身的物理限制，導致其輸出是飽和受限的，這種飽和特性的存在將大大降低航天器姿態(tài)控制性能，嚴重時將導致閉環(huán)系統(tǒng)不穩(wěn)定，從而使整個航天

2、任務失敗。因此針對上述問題，設計一種控制方法確保帶有執(zhí)行機構飽和非線性的撓性航天器姿態(tài)跟蹤控制具有很好的跟蹤性能便顯得十分重要。正是在這種背景下，本論文結合國家自然科學基金(60774062)、高等學校博士學科點專項科研基金(20070213061)等基礎研究課題，從理論和應用兩方面對撓性航天器的動力學建模、姿態(tài)跟蹤控制等方面進行了深入的研究，其研究內(nèi)容主要包括以下幾個方面：
　　首先，根據(jù)歐拉定理分別建立了用歐拉角和四元數(shù)描述的

3、撓性航天器姿態(tài)運動學方程；并基于真—偽坐標形式的Lagrange方程，利用Hamilton原理建立了撓性航天器的動力學模型，且應用模態(tài)分析法，進一步將撓性航天器的耦合方程規(guī)范化，使之適用于姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的分析與設計。
　　其次，針對轉(zhuǎn)動慣量未知、存在外部干擾以及控制輸入飽和受限的輪控撓性航天器姿態(tài)跟蹤問題，基于其線性化后的姿態(tài)運動學方程，利用自適應反步控制提出了兩種不同的姿態(tài)跟蹤魯棒控制方法：第一種控制方法將反步控制與L2增益控

4、制相結合，它通過設計一個魯棒控制器和構造一個附加的輸入誤差信號系統(tǒng)，使所設計的控制器在其幅值不超過執(zhí)行機構最大輸出力矩的同時，保證閉環(huán)系統(tǒng)的一致最終有界穩(wěn)定性且姿態(tài)跟蹤性能對外部干擾具有L2小增益。為了克服第一種方法只能保證姿態(tài)有界跟蹤的缺點，充分利用滑模控制對系統(tǒng)不確定性的魯棒控制能力，又提出了一種自適應反步滑模控制策略，并基于Lyapunov方法證明了該控制方法能夠?qū)崿F(xiàn)對期望姿態(tài)的全局漸近跟蹤控制。仿真結果表明上述所設計的兩種方法在

5、實現(xiàn)姿態(tài)高精度跟蹤控制的同時，對系統(tǒng)不確定性和外部干擾具有很強的魯棒性。
　　同時，針對撓性航天器模型中存在參數(shù)不確定性、控制輸入受限及外部干擾的姿態(tài)跟蹤控制問題，提出了一種非線性姿態(tài)輸出反饋控制方法。該方法用神經(jīng)網(wǎng)絡來逼近和估計系統(tǒng)中的不確定項、未知撓性部件振動模態(tài)以及外部干擾；運用有界的反正切函數(shù)來設計控制器，從而保證所設計的控制器在執(zhí)行機構輸出受限且不需要任何角速度測量信息的情況下實現(xiàn)對姿態(tài)跟蹤誤差的一致最終有界穩(wěn)定控制。仿