【摘要】：航天器的姿態(tài)和軌道控制是現(xiàn)代航天技術(shù)中的一個重要研究方向,被廣泛應(yīng)用于交會對接、繞飛等任務(wù)中。隨著航天活動中需求的增長,姿態(tài)和軌道控制器的性能要求亦逐步提高。在指定的時間內(nèi)收斂到指定位置的控制因為具有收斂快、精度高的優(yōu)點,受到人們廣泛的關(guān)注。另外,隨著姿態(tài)和軌道相對運動控制精度要求的提高,姿態(tài)和軌道的耦合現(xiàn)象也受到了越來越多的關(guān)注。本文針對上述問題的難點和熱點在理論上做了深入地研究。首先,給出了忽略相互耦合的單獨姿態(tài)模型和單獨軌道模型,其中姿態(tài)模型采用四元數(shù)描述,軌道運動模型以目標航天器的軌道系為參考系。進一步地,以在太空中執(zhí)行追蹤任務(wù)的航天器的體系為參考標系建立了六自由度姿軌耦合模型。其次,針對姿態(tài)穩(wěn)定問題,基于滑模變結(jié)構(gòu)理論在擾動上界已知的條件下,提供了指數(shù)收斂的控制器。另外,為了處理外界環(huán)境的擾動的具體界不可知和轉(zhuǎn)動慣量不精確知道的情形,基于滑模和自適應(yīng)控制設(shè)計了魯棒的指數(shù)收斂控制器。最后給出了上述控制方法的嚴格證明和仿真驗證。然后,針對航天器軌道相對運動控制問題,基于終端滑模控制理論和自適應(yīng)控制在擾動上界已知和擾動上界未知以及航天器質(zhì)量存在不確定性的情況下,分別設(shè)計了航天器相對軌道在指定時間內(nèi)收斂到指定位置的控制方案。最后給出了上述控制方法的嚴格證明和仿真驗證。最后,在上述研究的基礎(chǔ)上,把航天器相對軌道有限時間控制推廣到航天器姿態(tài)和軌道耦合時的相對運動控制,并給出了嚴格的證明和仿真驗證。
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【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V448.2

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本文編號：2489629