【摘要】：隨著高精度對地光學(xué)遙感、觀測衛(wèi)星在科研、商業(yè)及軍事等方面廣泛的應(yīng)用,衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜,傳統(tǒng)的角動量交換執(zhí)行機(jī)構(gòu)(如飛輪)和不能精確輸出連續(xù)力矩的噴氣式推力器難以滿足上述需求,撓性附件的振動問題以及附件轉(zhuǎn)動時(shí)所帶來的影響必須予以足夠的重視。單框架控制力矩陀螺以其簡單可靠的物理結(jié)構(gòu)、極大的力矩放大能力,成為衛(wèi)星理想的執(zhí)行機(jī)構(gòu),但其固有的奇異問題對其應(yīng)用造成了一定影響。因此,本文對應(yīng)用控制力矩陀螺的衛(wèi)星姿態(tài)控制問題進(jìn)行了較為深入的研究,主要研究內(nèi)容如下:首先對單個(gè)控制力矩陀螺基本原理進(jìn)行了詳細(xì)介紹,對控制力矩陀螺的常見構(gòu)型進(jìn)行了簡要分析,并確定金字塔構(gòu)型的控制力矩陀螺作為下章操縱律設(shè)計(jì)的基礎(chǔ),五棱錐構(gòu)型的控制力矩陀螺因其良好構(gòu)型特性,作為工程應(yīng)用的最佳構(gòu)型。闡述了控制力矩陀螺奇異產(chǎn)生的原理及奇異的分類,作為設(shè)計(jì)操縱律必須參考的標(biāo)準(zhǔn)。給出了衛(wèi)星姿態(tài)描述各個(gè)坐標(biāo)系的定義,把四元數(shù)作為本文衛(wèi)星姿態(tài)描述參數(shù)并進(jìn)行了簡化。建立了控制力矩陀螺作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的撓性衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動學(xué)模型,四元數(shù)運(yùn)動學(xué)模型和撓性姿態(tài)動力學(xué)合在一起就構(gòu)成了本文的撓性衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動模型。其次,基于最優(yōu)思想得到新的具有一般性的操縱律形式,可以衍生出多種實(shí)用的操縱律,根據(jù)不同初始框架角在操縱律中對控制力矩陀螺的動態(tài)影響的不同,設(shè)計(jì)了一種求取初始最優(yōu)框架角的方法,保證在控制力矩陀螺運(yùn)行中能最大限度的遠(yuǎn)離奇異。設(shè)計(jì)了一種新型操縱律即反饋奇異回避操縱律,對回避奇異具有一定作用。提出一種雙混合操縱律,在控制力矩陀螺遠(yuǎn)離奇異的同時(shí)精確輸出力矩,接近奇異時(shí),又能使控制力矩陀螺逃離奇異,給實(shí)際工程中不同操縱律的混合應(yīng)用帶來極大便利。最后,針對撓性衛(wèi)星在軌飛行時(shí),受到未建模動態(tài)、模型參數(shù)不確定和外干擾力矩的影響,設(shè)計(jì)了一種帶非線性干擾觀測器的滑模變結(jié)構(gòu)控制算法和帶非線性干擾觀測器的反步控制算法,更便于衛(wèi)星在軌飛行的工程應(yīng)用。兩種控制算法均具有機(jī)動速度快、結(jié)構(gòu)簡單、物理意義明確、參數(shù)便于調(diào)節(jié)等優(yōu)點(diǎn)。在Matlab/Simulink環(huán)境下,以統(tǒng)一的背景對兩種控制算法進(jìn)行了多組仿真,仿真結(jié)果驗(yàn)證了算法的有效性和可靠性。
[Abstract]:With the wide application of high precision optical remote sensing to the earth and observation satellites in scientific research, commerce and military, the structure of satellites becomes more and more complex. The traditional angular momentum exchange actuators (such as flywheels) and jet thrusters which can not accurately output the continuous torque are difficult to meet the above requirements. The vibration problem of flexible accessories and the influence caused by the rotation of the accessories must be paid enough attention to. Single frame control moment gyroscope is an ideal actuator for satellite because of its simple and reliable physical structure and great torque amplification ability. However, its inherent singularity has a certain influence on its application. Therefore, the satellite attitude control problem of control moment gyroscope is studied in this paper. The main contents are as follows: firstly, the basic principle of single control moment gyroscope is introduced in detail. The common configuration of control moment gyroscope is briefly analyzed, and the control moment gyroscope with pyramid configuration is determined as the basis of the control law design in the next chapter. The control moment gyroscope with five pyramid configuration is characterized by its good configuration. As the best configuration for engineering applications. The principle and classification of singularity of control moment gyroscope (CMG) are described. The definitions of each coordinate system for satellite attitude description are given and the quaternion is taken as the satellite attitude description parameter in this paper and simplified. The kinematics model of flexible satellite attitude based on control moment gyroscope (CMG) as actuator is established. Combined quaternion kinematics model and flexible attitude dynamics constitute the flexible satellite attitude motion model in this paper. Secondly, based on the optimal idea, a new general control law form is obtained, which can be derived from a variety of practical control laws, according to the different dynamic effects of different initial frame angles on the control moment gyroscope in the control torque gyroscope. A method to obtain the initial optimal frame angle is designed to ensure that the control moment gyroscope can be kept away from singularity as far as possible. A new control law, feedback singular avoidance control law, is designed, which plays a certain role in avoiding singularity. A dual hybrid control law is proposed, which can accurately output torque when the control torque gyroscope is far from singularity, and can make the control moment gyroscope escape singularity, which brings great convenience to the mixed application of different control laws in practical engineering. Finally, when the flexible satellite is in orbit, it is affected by the unmodeled dynamics, the uncertainty of the model parameters and the external disturbance moment. A sliding mode variable structure control algorithm with nonlinear disturbance observer and a backstepping control algorithm with nonlinear disturbance observer are designed. The two control algorithms have the advantages of high maneuvering speed, simple structure, clear physical meaning and easy adjustment of parameters. In the environment of Matlab/Simulink, the two control algorithms are simulated in a unified background. The simulation results show that the algorithm is effective and reliable.
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)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：2352193