本文關(guān)鍵詞：基于滑模變結(jié)構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)控制研究

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【摘要】：隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展,新一代的航天器都有向結(jié)構(gòu)的大型化、結(jié)構(gòu)的輕量化上發(fā)展,越來越多的航天器都帶有各式各樣的大型撓性結(jié)構(gòu),如大面積的太陽(yáng)能電池陣、機(jī)械臂、大面積的雷達(dá)天線等。這些撓性結(jié)構(gòu)往往具有低頻、密模、強(qiáng)幾何非線性等動(dòng)力學(xué)特征,其在外層空間特殊物理環(huán)境的作用下,在航天器本身做軌道機(jī)動(dòng)、姿態(tài)機(jī)動(dòng)以及撓性部件自身做伸展運(yùn)動(dòng)時(shí),都將難以避免的產(chǎn)生撓性振動(dòng)。這類振動(dòng)會(huì)給航天器帶來嚴(yán)重的危害,輕則導(dǎo)致航天器任務(wù)失效,重則嚴(yán)重威脅航天器的安全,導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。因此,尋求一種既能進(jìn)行姿態(tài)控制,又能抑制撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)的強(qiáng)魯棒性的控制方法,具有非常重要的理論意義和工程實(shí)際應(yīng)用意義。針對(duì)撓性航天器姿態(tài)控制問題,為避免控制空間下的奇異性問題,采用四元數(shù)法來表示航天器姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程;運(yùn)用拉格朗日方程為理論基礎(chǔ),建立中心剛體并帶有撓性附件的復(fù)雜航天器動(dòng)力學(xué)方程,最后給出了簡(jiǎn)化的,基于混合坐標(biāo)的撓性航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程。滑模變結(jié)構(gòu)控制作為控制系統(tǒng)的一種綜合方法,對(duì)滿足匹配條件的外部擾動(dòng)和參數(shù)的不確定性不敏感,具有良好的魯棒性等優(yōu)點(diǎn),這使得其備受重視,在航天器姿態(tài)控制上得到了廣泛的應(yīng)用。首先利用Lypaunov直接法,設(shè)計(jì)出了滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制器,并針對(duì)滑模變結(jié)構(gòu)控制中存在的抖振問題,進(jìn)行了改進(jìn)優(yōu)化;將滑模變結(jié)構(gòu)控制中原有的開關(guān)函數(shù)項(xiàng),用“反正切”函數(shù)來代替,抑制系統(tǒng)內(nèi)的顫振;通過引入滯后項(xiàng),來減小剛開始機(jī)動(dòng)時(shí),會(huì)需要較大的控制力矩,因此來削弱撓性附件的抖振。運(yùn)用MATLAB軟件進(jìn)行數(shù)值仿真,將仿真結(jié)果進(jìn)行橫向?qū)Ρ取Ｗ詈蠼Y(jié)果表明,改進(jìn)后的控制律相比傳統(tǒng)的控制律,擁有更好的性能,適用于撓性航天器實(shí)現(xiàn)更有效的姿態(tài)控制,并抑制了撓性附件的抖振,且控制器具有良好的魯棒性。
【學(xué)位授予單位】：南昌航空大學(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)】

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本文編號(hào)：1221207