發(fā)布時間：2018-04-14 17:21

  本文選題：充液航天器 + 滑模觀測器��； 參考：《南京航空航天大學(xué)》2016年碩士論文

【摘要】：液體燃料作為一種廣泛使用的航天能源,其晃動不可避免地對航天器姿態(tài)穩(wěn)定造成負面影響,而充液航天器作為一類固-液耦合的復(fù)雜模型,其動力學(xué)建模研究涉及到流體力學(xué)、經(jīng)典力學(xué)等,系統(tǒng)中存在的強非線性、強耦合性、零動態(tài)不穩(wěn)定等問題都是控制領(lǐng)域研究的重點和難點。首先,介紹了課題的研究背景和研究意義,綜述了充液航天器動力學(xué)建模研究及姿態(tài)控制技術(shù)研究現(xiàn)狀。其次,針對一類在二維平面內(nèi)平動的充液航天器模型,在其等效控制輸入的簡化模型基礎(chǔ)上提出了一種滑模狀態(tài)觀測器的設(shè)計方法,通過選取可測狀態(tài)航天器姿態(tài)角間接估計出了晃動角狀態(tài),并通過有界性證明及誤差分析得出晃動估計角在一定誤差范圍內(nèi)可以快速逼近真實值的結(jié)論。該方法有效解決了液體晃動角度實際中無法測量的情況,具有一定的工程意義。再次,本文直接針對充液航天器實際控制器設(shè)計了滑�？刂破�。相比于采用等效控制輸入的簡化模型方法,由于不存在等效控制器與實際控制器的轉(zhuǎn)換誤差問題,因此在滑�？刂破髯饔孟鲁湟汉教炱鞯淖藨B(tài)能夠快速穩(wěn)定,系統(tǒng)魯棒性較強。隨后,針對航天器實際控制器出現(xiàn)的未知推力及扭矩故障,采用自適應(yīng)方法估計了未知故障信息,所設(shè)計的容錯滑�？刂破饕材軌蛟诠收洗嬖诘那闆r下穩(wěn)定充液航天器姿態(tài)。最后,針對三維面內(nèi)的充液航天器進行了建模研究。首先,在建立的地心慣性坐標系、軌道坐標系、航天器體坐標系及液體晃動坐標系的基礎(chǔ)上采用角動量守恒定律建立了充液航天器各個部分對其質(zhì)心的慣性力矩,并將其與三軸充液航天器的拉格朗日方程相結(jié)合,得出完整的動力學(xué)方程,完成了建模工作。最后,在三軸充液航天器模型上采用滑�？刂品椒�,保證了航天器三軸的姿態(tài)穩(wěn)定,令充液航天器在軌道坐標系上穩(wěn)定飛行。
[Abstract]:As a widely used space energy, liquid fuel sloshing inevitably has a negative impact on spacecraft attitude stability, while liquid-filled spacecraft is a complex model of solid-liquid coupling.The research of dynamic modeling involves hydrodynamics, classical mechanics and so on. The problems of strong nonlinearity, strong coupling and zero dynamic instability in the system are all the key points and difficulties in the field of control.Firstly, the research background and significance of the subject are introduced, and the research status of liquid-filled spacecraft dynamic modeling and attitude control technology is summarized.Secondly, a design method of sliding mode state observer is proposed for a liquid-filled spacecraft model with translational motion in two-dimensional plane, based on the simplified model of equivalent control input.The sloshing angle state is estimated indirectly by selecting the attitude angle of the measurable state spacecraft, and the conclusion that the sloshing estimation angle can quickly approach the real value within a certain error range can be obtained by the boundedness proof and error analysis.The method can effectively solve the problem that liquid sloshing angle can not be measured in practice, and has certain engineering significance.Thirdly, a sliding mode controller is designed for the liquid filled spacecraft controller.Compared with the simplified model method using equivalent control input, the attitude of liquid-filled spacecraft under the action of sliding mode controller can be quickly stabilized and the system robust because there is no conversion error between the equivalent controller and the actual controller.Then, for the unknown thrust and torque faults occurred in the actual spacecraft controller, the unknown fault information is estimated by adaptive method. The designed fault-tolerant sliding mode controller can also stabilize the attitude of the liquid-filled spacecraft in the presence of the fault.Finally, the modeling of three-dimensional liquid-filled spacecraft is studied.First of all, based on the inertial coordinate system of geocentric, orbit coordinate system, spacecraft body coordinate system and liquid sloshing coordinate system, the inertia moment of each part of liquid-filled spacecraft to its center of mass is established by using the law of conservation of angular momentum.By combining it with Lagrange equation of triaxial liquid-filled spacecraft, the complete dynamic equation is obtained, and the modeling work is completed.Finally, the sliding mode control method is applied to the three-axis liquid-filled spacecraft model, which ensures the stability of the three-axis attitude of the spacecraft and makes the liquid-filled spacecraft fly stably in the orbital coordinate system.
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V448.2

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本文編號：1750305