本文選題：空間飛行器 + 導(dǎo)彈　； 參考：《哈爾濱工業(yè)大學(xué)》2016年博士論文

【摘要】：為了滿足航空航天事業(yè)發(fā)展的需要,飛行器所承擔(dān)的任務(wù)變得愈加復(fù)雜和多樣化,這給飛行器控制的很多指標(biāo)提出了更高的要求。姿態(tài)控制系統(tǒng)為飛行器實(shí)現(xiàn)各種復(fù)雜的任務(wù)提供了重要保障。由于飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)具有復(fù)雜的耦合非線性特性,同時(shí)還存在系統(tǒng)慣性不確定性與外部環(huán)境干擾力矩等不利因素的影響,姿態(tài)系統(tǒng)的控制設(shè)計(jì)是具有挑戰(zhàn)性的復(fù)雜問題。飛行器姿態(tài)系統(tǒng)控制的精確性不僅和所配備的硬件設(shè)施有關(guān),還取決于姿態(tài)控制方法的設(shè)計(jì)。本文以Lyapunov穩(wěn)定性分析理論為基礎(chǔ),利用滑�？刂�、動(dòng)態(tài)面控制、自適應(yīng)控制、有限時(shí)間控制和擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器(ESO)等控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法,針對(duì)剛性和撓性空間飛行器以及采用擺動(dòng)噴管作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的導(dǎo)彈的姿態(tài)系統(tǒng)的控制設(shè)計(jì)問題,提出了相應(yīng)的非線性姿態(tài)控制策略實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)系統(tǒng)的控制目的。針對(duì)空間飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)采用開關(guān)式姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn),研究了空間飛行器大角度機(jī)動(dòng)三通道耦合姿態(tài)控制問題。為克服大角度機(jī)動(dòng)時(shí)使用歐拉角表示法可能產(chǎn)生的奇異問題,采用四元數(shù)描述的空間飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型,應(yīng)用Lyapunov方法設(shè)計(jì)了控制量受限情況下的基于誤差四元數(shù)的大角度姿態(tài)運(yùn)動(dòng)變結(jié)構(gòu)控制器,并給出了嚴(yán)格的數(shù)學(xué)證明。為了避免控制律中的顫動(dòng)問題,用邊界層來代替控制律中符號(hào)函數(shù)。給出了從一種靜態(tài)到另外一種靜態(tài)的姿態(tài)跟蹤四元數(shù)指令確定方法。數(shù)值仿真結(jié)果說明了所提出的控制器的有效性。由歐拉角描述的空間飛行器非線性姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程被表示成向量形式,并被視為兩個(gè)模塊,一塊運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊和一塊動(dòng)力學(xué)模塊�；贚yapunov穩(wěn)定性理論,提出了一種魯棒動(dòng)態(tài)面控制算法,用于在外部干擾存在條件下的空間飛行器姿態(tài)跟蹤控制。然后,把魯棒動(dòng)態(tài)面算法結(jié)合一種自適應(yīng)更新律提出了一種新的控制器,所設(shè)計(jì)的控制器能夠用于姿態(tài)控制系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量未知的情況。Lyapunov穩(wěn)定性分析表明,對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量自適應(yīng)的控制器也可以保證系統(tǒng)對(duì)歐拉角的跟蹤。用數(shù)值仿真結(jié)果驗(yàn)證了所提出的控制器的有效性。歐拉角表示法所描述的撓性空間飛行器非線性姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程被表示成向量形式。首先,基于動(dòng)態(tài)面控制(DSC)方法,提出了一種新的魯棒動(dòng)態(tài)面滑�？刂破�,用于存在參數(shù)不確定性和外部干擾條件下的撓性空間飛行器的姿態(tài)跟蹤和主動(dòng)振動(dòng)控制。然后,采用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)未知的混合擾動(dòng),提出了另一種新型的魯棒動(dòng)態(tài)面有限時(shí)間滑�？刂破�。Lyapunov穩(wěn)定性分析表明,兩種控制器都可以保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定。通過模態(tài)速度反饋(MVF)方法主動(dòng)地抑制撓性空間飛行器不期望的振動(dòng)。數(shù)值仿真分析說明了所提出的控制策略的有效性。撓性空間飛行器的非線性姿態(tài)運(yùn)動(dòng)采用修正Rodrigues參數(shù)姿態(tài)描述法的數(shù)學(xué)模型。基于Lyapunov穩(wěn)定性理論,對(duì)于撓性空間飛行器的姿態(tài)跟蹤和主動(dòng)振動(dòng)抑制問題,首先,在外部擾動(dòng)力矩存在的條件下提出了一種魯棒動(dòng)態(tài)面控制器。然后,針對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量未知的情況,結(jié)合一種自適應(yīng)更新律,對(duì)已提出的控制器進(jìn)行了重新設(shè)計(jì),以使得所設(shè)計(jì)的控制器能夠在空間飛行器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量未知的情況下使用。Lyapunov穩(wěn)定性分析表明,這兩種控制器都能夠保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定。也采用模態(tài)速度反饋控制方法積極地抑制不期望的振動(dòng)。最后,仿真分析驗(yàn)證了所提出的控制算法的有效性。針對(duì)采用擺動(dòng)噴管作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的導(dǎo)彈姿態(tài)控制系統(tǒng),研究了導(dǎo)彈初始垂直發(fā)射過程中三通道姿態(tài)耦合控制問題。詳細(xì)推導(dǎo)了采用擺動(dòng)噴管的導(dǎo)彈的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型,并與歐拉角描述的導(dǎo)彈姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型結(jié)合,基于動(dòng)態(tài)面控制技術(shù),在考慮系統(tǒng)中氣動(dòng)參數(shù)不確定性情況下設(shè)計(jì)了一種新的動(dòng)態(tài)面自適應(yīng)滑�？刂破�,并應(yīng)用Lyapunov方法給出了嚴(yán)格的穩(wěn)定性證明。為避免控制設(shè)計(jì)中的抖振問題,控制器中的符號(hào)函數(shù)用飽和函數(shù)來代替。數(shù)值仿真分析驗(yàn)證了所提出的控制方法的有效性。
[Abstract]:In order to meet the needs of the development of aerospace industry , the task of aircraft attitude control has become more complex and diversified . The control design of attitude control system is a challenging complex problem . The symbolic function in the controller is replaced by a saturation function . The numerical simulation analysis verifies the effectiveness of the proposed control method .
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V249.1

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前1條

1 馬廣富,胡慶雷;撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的主動(dòng)振動(dòng)控制[J];哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào);2005年05期

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本文編號(hào)：2004806