基于特征模型的航天器姿態(tài)控制方法及應(yīng)用研究.pdf

1、隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，在軌航天器需要執(zhí)行越來越多的任務(wù)，對(duì)姿態(tài)控制技術(shù)提出了越來越高的要求。近年來，航天器的姿態(tài)控制在不斷提高硬件配置的性能與精度的同時(shí)，對(duì)姿態(tài)控制的算法研究呈現(xiàn)越來越熱的趨勢(shì)。
　　基于特征模型的航天器自適應(yīng)控制由于其在參數(shù)、階數(shù)未知和難以精確建模的復(fù)雜對(duì)象的精確控制中所獨(dú)有的優(yōu)勢(shì)，在航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域展示了很好的應(yīng)用前景。本文從理論和應(yīng)用上對(duì)撓性航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模、航天器姿態(tài)控制算法進(jìn)行了深入的研究，并將

2、研究的結(jié)果用于某航天器綜合測(cè)試系統(tǒng)的地檢設(shè)備和某三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)中。其研究?jī)?nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面:
　　介紹了國(guó)內(nèi)外航天器建模與控制方法，對(duì)航天器的姿態(tài)控制方法的進(jìn)展進(jìn)行了分析。介紹了常用的坐標(biāo)系及姿態(tài)描述方法，建立了用歐拉角和四元數(shù)描述的撓性航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。
　　針對(duì)撓性航天器在參數(shù)不確定、存在外部干擾以及控制受限的情況下，在低階模態(tài)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了基于邏輯微分的PD控制律。該控制律可以很好地完成系統(tǒng)對(duì)

3、微分作用的需求，并通過Lyapunov穩(wěn)定性定律對(duì)其穩(wěn)定性進(jìn)行了證明。利用該方法設(shè)計(jì)的某航天器綜合測(cè)試系統(tǒng)地檢設(shè)備已投入現(xiàn)場(chǎng)使用，安全穩(wěn)定無故障。
　　針對(duì)三軸穩(wěn)定撓性航天器的快速機(jī)動(dòng)控制，分別設(shè)計(jì)了最優(yōu)時(shí)間控制律和非線性黃金分割自適應(yīng)控制律。在最優(yōu)控制的仿真過程中，為了求解HJB方程，引用了θ-D方法，針對(duì)快速機(jī)動(dòng)后的控制精度和穩(wěn)定度不太理想的問題，加入了滑?？刂坡蛇M(jìn)行調(diào)節(jié);在自適應(yīng)控制的仿真過程中，對(duì)特征模型的參數(shù)實(shí)行了凍結(jié)處