本文關(guān)鍵詞：航天器姿態(tài)控制干擾抑制及振動(dòng)隔離問題研究

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【摘要】：當(dāng)今航天器的結(jié)構(gòu)日益復(fù)雜,執(zhí)行的任務(wù)越來(lái)越多種多樣,所面臨的干擾也越來(lái)越難以描述,航天器的姿態(tài)控制顯得愈發(fā)復(fù)雜和重要。一些任務(wù)要求航天器有很高的指向精度并且能夠快速機(jī)動(dòng)到位,另一些任務(wù)則需要航天器能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)給定軌跡的精確跟蹤。因此,研究一類更加實(shí)用和有效的航天器姿態(tài)控制和干擾抑制算法顯得尤為重要。針對(duì)以上問題,本文主要針對(duì)航天器姿態(tài)跟蹤控制中干擾抑制以及振動(dòng)隔離問題展開了了如下研究:針對(duì)撓性航天器姿態(tài)跟蹤過(guò)程的干擾抑制問題進(jìn)行了研究。考慮由歐拉角描述法建立的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,設(shè)計(jì)了基于非線性干擾觀測(cè)器的軌跡線性化控制方案。軌跡線性化控制非常適合解決非線性的跟蹤問題,且工程實(shí)用性強(qiáng),但對(duì)干擾的抑制能力有限,因此使用干擾觀測(cè)器對(duì)干擾進(jìn)行反饋補(bǔ)償。由于歐拉角在特定的角度會(huì)發(fā)生奇異,因此,后續(xù)的姿態(tài)控制方案采用了基于四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。為了增強(qiáng)撓性航天器姿態(tài)跟蹤過(guò)程的魯棒性,設(shè)計(jì)了基于HJI理論的滑模魯棒控制器,并定義滑模函數(shù)為評(píng)價(jià)信號(hào),采用系統(tǒng)的L2增益為性能指標(biāo),表征系統(tǒng)的抗干擾能力。理論分析和數(shù)值仿真都表明了該算法的有效性。前兩種控制算法都將動(dòng)力學(xué)模型中撓性附件與本體的耦合項(xiàng)當(dāng)做等效干擾,且沒有考慮實(shí)際工程中航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的不確定性。鑒于此,通過(guò)利用自適應(yīng)技術(shù)對(duì)不確定性進(jìn)行估計(jì),設(shè)計(jì)了一類自適應(yīng)滑�？刂品桨浮Ｉ鲜鋈N控制算法都能使撓性航天器在有限時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)期望姿態(tài)的跟蹤,并能抑制外部干擾。此外,鑒于空間任務(wù)對(duì)敏感載荷的指向精度要求越來(lái)越高,只對(duì)航天器本體進(jìn)行姿態(tài)控制已經(jīng)很難滿足要求,需要對(duì)敏感載荷采取一定的隔振措施。本文在敏感載荷與振動(dòng)源之間加入Stewart平臺(tái)作為振動(dòng)隔離器,以最大程度地減少振動(dòng)源對(duì)敏感載荷的振動(dòng)傳遞。首先,本文進(jìn)行了敏感載荷的振動(dòng)隔離研究,針對(duì)以音圈電機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的立方體構(gòu)型的6自由度隔振Stewart平臺(tái)設(shè)計(jì)基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的PD主被動(dòng)隔振,與被動(dòng)隔振相比,平臺(tái)對(duì)寬頻帶內(nèi)的正弦信號(hào)干擾和隨機(jī)噪聲的隔振性能得到了提高。為了進(jìn)一步提高平臺(tái)的隔振性能,設(shè)計(jì)了基于反步法和滑�？刂频闹鞅粍�(dòng)隔振算法。相比于PD主被動(dòng)隔振控制,平臺(tái)的隔振性能進(jìn)一步得到了提高,尤其是對(duì)中高頻的正弦信號(hào)干擾和隨機(jī)噪聲。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V448.22

【參考文獻(xiàn)】

中國(guó)期刊全文數(shù)據(jù)庫(kù) 前1條

1 朱亮;姜長(zhǎng)生;陳海通;方煒;;基于單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的空天飛行器直接自適應(yīng)軌跡線性化控制[J];宇航學(xué)報(bào);2006年03期

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本文編號(hào)：1188401