充液航天器的魯棒輸出反饋姿態(tài)控制.pdf

1、隨著航天技術(shù)的發(fā)展，航天器在軌加注技術(shù)得到了的廣泛關(guān)注。作為在軌服務(wù)計劃的重要組成部分，航天器在軌加注能有效延長航天器的服務(wù)壽命。航天器在軌加注的實現(xiàn)有賴于一種攜帶大量補給燃料的服務(wù)航天器。這種服務(wù)航天器的主要特點是燃料液體的質(zhì)量占據(jù)航天器總質(zhì)量的比例很大。在本論文中，將這種大充液比服務(wù)航天器稱為充液航天器。在充液航天器在軌運行中，保存于貯箱中的燃料液體會發(fā)生晃動現(xiàn)象。這種晃動會對航天器的期望姿態(tài)造成不良影響，并且，這會破壞在軌加注的順

2、利完成。因此，這種影響必須在充液航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計中得到足夠重視。本論文將以這種充液航天器的固-液耦合姿態(tài)動力學(xué)和魯棒姿態(tài)控制為研究內(nèi)容，主要解決充液航天器在姿態(tài)運動中所面臨的液體晃動對于航天器姿態(tài)的干擾問題。其具體內(nèi)容如下：
　　建立了充液航天器的一種固-液耦合非線性姿態(tài)動力學(xué)模型?；谝延械囊后w晃動的等效動力學(xué)結(jié)果，利用多體動力學(xué)方法，建立了充液航天器在三軸穩(wěn)定姿態(tài)時的固-液耦合非線性姿態(tài)動力學(xué)模型。該模型刻畫了航天器姿

3、態(tài)運動與貯箱中的液體晃動的耦合動力學(xué)關(guān)系，并且易于充液航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析和設(shè)計。進(jìn)一步，將得到的充液航天器動力學(xué)模型與已有的剛體航天器模型相對比，表明液體晃動將改變航天器轉(zhuǎn)動慣量并產(chǎn)生干擾力矩，這兩個方面都對充液航天器姿態(tài)造成不利影響。此外，數(shù)值仿真也說明，如果在充液航天器姿態(tài)控制器設(shè)計時忽略液體晃動因素，將會破壞航天器姿態(tài)指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度。
　　提出了針對充液航天器姿態(tài)鎮(zhèn)定的一種魯棒輸出反饋控制系統(tǒng)。根據(jù)充液航天器姿

4、態(tài)鎮(zhèn)定任務(wù)的特點，利用得到的固-液耦合動力學(xué)系統(tǒng)在零平衡點附件的線性化模型，設(shè)計了一種基于觀測器的魯棒多目標(biāo)控制系統(tǒng)。所設(shè)計的降維觀測器用于估計航天器貯箱中的晃動液體的不可測的狀態(tài)信息。借助線性系統(tǒng)的特征結(jié)構(gòu)配置的參數(shù)化方法，將多目標(biāo)控制器設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為一個優(yōu)化問題，在保證閉環(huán)系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定性的同時盡量降低控制輸出以避免控制飽和的發(fā)生。數(shù)值仿真表明所設(shè)計的魯棒輸出反饋控制系統(tǒng)能夠有效抑制航天器中的液體晃動并保持較高的航天器姿態(tài)指向精度。<

5、br>　　提出了針對充液航天器姿態(tài)機(jī)動的一種魯棒輸出反饋控制器。針對充液航天器耦合姿態(tài)動力學(xué)系統(tǒng)所具有的非線性、強(qiáng)耦合、欠驅(qū)動的設(shè)計難點，基于Lyapunov直接方法，構(gòu)造了一種合適的Lyapunov函數(shù)，從而得到了一種非線性輸出反饋控制器。所給出的控制器只使用航天器的姿態(tài)角速度和姿態(tài)四元數(shù)信息進(jìn)行反饋控制，具有較好的實用意義。數(shù)值仿真表明所得到的魯棒輸出反饋控制器能夠保證充液航天器在存在參數(shù)攝動時完成期望的姿態(tài)機(jī)動任務(wù)并有效抑制液體的

6、晃動。
　　提出了針對帶有控制輸入飽和特性的充液航天器的一種魯棒輸出反饋控制器。該控制器只需要航天器的姿態(tài)角速度和姿態(tài)四元數(shù)用于反饋控制。首先，針對帶有控制輸入飽和特性的剛體航天器設(shè)計了一種比例-微分魯棒控制器，在適當(dāng)?shù)目刂破鲄?shù)選取條件下，該控制器從理論上保證了姿態(tài)閉環(huán)系統(tǒng)的全局漸近穩(wěn)定性。進(jìn)一步，將該設(shè)計思想推廣到充液航天器姿態(tài)機(jī)動的控制器設(shè)計中，綜合考慮充液航天器所面臨的參數(shù)不確定性、晃動液體狀態(tài)不可測、以及控制輸入飽和特性