撓性衛(wèi)星的姿態(tài)快速穩(wěn)定控制方法研究.pdf

1、目前，由我國(guó)擔(dān)任發(fā)射的航天器大部分都帶有撓性附件，撓性附件正朝著結(jié)構(gòu)和體積更加復(fù)雜的趨勢(shì)發(fā)展，對(duì)這類航天器的控制要求也將變的更加嚴(yán)格?；诖粟厔?shì)，我們所使用的控制算法應(yīng)當(dāng)進(jìn)一步滿足撓性航天器快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的需求。新的控制需求主要體現(xiàn)在兩方面：第一，航天器因撓性附件的日趨復(fù)雜，模型的不確定性增加，控制系統(tǒng)需適應(yīng)被控對(duì)象的不確定性；第二，帶有大型撓性附件航天器在快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定等控制品質(zhì)方面有待提高。
　　本文針對(duì)帶有撓性附件的

2、衛(wèi)星本身存在著模態(tài)頻率不確定的問題，對(duì)撓性衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)了PD和EI的復(fù)合控制算法來(lái)抑制撓性器件的振動(dòng)，進(jìn)而避免了撓性器件組模態(tài)直接檢測(cè)的困難以及因進(jìn)一步設(shè)計(jì)觀測(cè)器而增加的系統(tǒng)復(fù)雜性的問題。
　　首先，針對(duì)動(dòng)力學(xué)對(duì)象確定PD輸出反饋控制器，精心設(shè)計(jì)該控制器的參數(shù)，使得姿態(tài)控制系統(tǒng)具有很好的動(dòng)態(tài)品質(zhì)；此外，為了有效抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，進(jìn)一步將EI輸入成型振動(dòng)抑制方法引入到閉環(huán)控制系統(tǒng)的外側(cè)，用來(lái)改變輸入命令的形狀達(dá)到抑制撓性結(jié)構(gòu)振

3、動(dòng)的目的；隨后針對(duì)模態(tài)頻率和系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的不確定性因素設(shè)計(jì)了一種基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)的變結(jié)構(gòu)控制器，并且引入了EI輸入成型的振動(dòng)抑制方法，通過改變輸入指令的形狀來(lái)抑制結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，仿真結(jié)果證實(shí)了設(shè)計(jì)理論的正確性及所研究方法的可行性。
　　其次，針對(duì)撓性衛(wèi)星在大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)，飛行器帶有飽和特性所產(chǎn)生的模態(tài)振動(dòng)問題，本文設(shè)計(jì)了一種對(duì)飽和特性進(jìn)行分力合成的方法來(lái)抑制此類振動(dòng)，提高了姿態(tài)機(jī)動(dòng)的穩(wěn)定時(shí)間和穩(wěn)態(tài)精度。由仿真結(jié)果可知，針對(duì)執(zhí)