本文關(guān)鍵詞：充液航天器液晃抑制及其姿態(tài)控制研究　出處：《北京理工大學(xué)》2016年碩士論文　論文類(lèi)型：學(xué)位論文

  更多相關(guān)文章： 液晃 姿態(tài)控制 SDRE TP模型變換

【摘要】：隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展,航天器需要攜帶更多的液體燃料以實(shí)現(xiàn)更長(zhǎng)的在軌工作時(shí)間和更精確、快速的姿態(tài)控制。在充液航天器中,燃料的消耗不僅會(huì)產(chǎn)生整體質(zhì)心的漂移,造成推力偏心,而且部分充液貯箱內(nèi)的液體在姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)還會(huì)發(fā)生晃動(dòng)現(xiàn)象,從而產(chǎn)生較大的耦合干擾力矩,進(jìn)而對(duì)航天器的姿態(tài)穩(wěn)定性造成不良影響,甚至導(dǎo)致航天器任務(wù)的失敗。因此,研究大型充液航天器的姿態(tài)穩(wěn)定性及其液體晃動(dòng)的抑制算法至關(guān)重要。本課題充分考慮了充液航天器變軌期間大噴氣推力的情形,針對(duì)其姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行研究。首先對(duì)充液航天器模型進(jìn)行了詳細(xì)分析,明確指出了姿態(tài)機(jī)動(dòng)及液體晃動(dòng)的控制目標(biāo),在此基礎(chǔ)上,基于Lyapunov穩(wěn)定性理論提出了適用于充液航天器的直接狀態(tài)反饋控制律,進(jìn)一步建立了降維狀態(tài)觀測(cè)器以重構(gòu)液晃狀態(tài),實(shí)現(xiàn)了狀態(tài)反饋的工程要求。其次,基于最優(yōu)控制的設(shè)計(jì)思想,采用狀態(tài)依賴(lài)?yán)杩ㄌ岱匠?State Dependence Riccati Equations,SDRE)法,在不進(jìn)行線(xiàn)性化的前提下,設(shè)計(jì)了姿態(tài)系統(tǒng)的最優(yōu)控制器,并且考慮外部不確定性干擾的問(wèn)題,增加積分滑模變結(jié)構(gòu)控制,有效的抑制了液體晃動(dòng)和外部擾動(dòng)。最后,本文設(shè)計(jì)了基于線(xiàn)性矩陣不等式(Liner Matrix Inequality,LMI)求解和高階奇異值分解(Higer-Order Singular Value Decomposition,HOSVD)的張量積(Tensor Product,TP)模型變換算法,通過(guò)進(jìn)行離線(xiàn)的數(shù)值采樣計(jì)算,求解狀態(tài)反饋控制增益陣,減少了控制器設(shè)計(jì)過(guò)程中對(duì)被控系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的依賴(lài),不僅簡(jiǎn)化了參數(shù)設(shè)計(jì)過(guò)程,而且對(duì)內(nèi)部參數(shù)不確定性具有良好的魯棒性。仿真結(jié)果表明,基于降維狀態(tài)觀測(cè)器的狀態(tài)反饋控制律、基于SDRE的最優(yōu)積分滑�？刂坡珊蚑P模型變換控制律能同時(shí)滿(mǎn)足本文所述的姿態(tài)控制穩(wěn)定性和精確性。
[Abstract]:With the continuous development of space technology, spacecraft need to carry more liquid fuel to achieve longer on-orbit working time and more accurate, rapid attitude control. The consumption of fuel will not only cause the drift of the whole center of mass, cause thrust eccentricity, but also the liquid in the liquid filling tank will be sloshing in attitude maneuvering, which will produce a large coupling disturbance torque. Thus, the attitude stability of spacecraft will be adversely affected, and even the spacecraft mission will fail. It is very important to study the attitude stability of large liquid-filled spacecraft and the suppression algorithm of liquid sloshing. Firstly, the model of liquid-filled spacecraft is analyzed in detail, and the control targets of attitude maneuver and liquid sloshing are clearly pointed out. Based on Lyapunov stability theory, a direct state feedback control law for liquid-filled spacecraft is proposed, and a reduced-order state observer is further established to reconstruct liquid state. The engineering requirements of state feedback are realized. Secondly, the design idea based on optimal control is proposed. The state Dependence Riccati equations (SDREs) method is applied to the state dependent Riccati equation without linearization. The optimal controller of attitude system is designed and the integral sliding mode variable structure control is added to reduce the liquid sloshing and external disturbance. In this paper, we design a liner Matrix Inequality based on linear matrix inequality (LMI). LMI) and higher-order Singular Value Decomposition. The tensor product Tensor Product (TP) model transformation algorithm of HOSVD is used to solve the state feedback control gain matrix by off-line numerical sampling calculation. It not only simplifies the process of parameter design, but also has good robustness to the uncertainty of internal parameters. The simulation results show that. Based on the state feedback control law of reduced order state observer, the optimal integral sliding mode control law based on SDRE and the TP model transformation control law can satisfy the stability and accuracy of attitude control described in this paper.
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類(lèi)號(hào)】：V448.2

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本文編號(hào)：1397034