【摘要】：近年來,隨著空間科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展以及對(duì)各種航天任務(wù)需求的逐年增加,航天器的自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)由于具有廣泛的應(yīng)用范圍而備受關(guān)注。為成功實(shí)現(xiàn)針對(duì)地球在軌航天器,尤其是非合作航天器的交會(huì)對(duì)接任務(wù),鑒于其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的未知性和非合作目標(biāo)的不可控性,所以需要利用追蹤航天器完成針對(duì)目標(biāo)航天器的伴飛、繞飛以及懸停等一系列軌道構(gòu)型控制任務(wù)。因此,本文以航天器在軌服務(wù)為背景,基于滑�？刂�、勢(shì)函數(shù)理論和自適應(yīng)控制等方法,對(duì)航天器軌道構(gòu)型控制、慢旋非合作目標(biāo)航天器的主動(dòng)繞飛避碰控制,以及考慮自主避碰問題的非合作目標(biāo)航天器交會(huì)對(duì)接控制等問題進(jìn)行了深入研究。主要內(nèi)容如下:首先,研究了帶有避碰約束的Euler-Lagrange系統(tǒng)的跟蹤控制問題。利用雙曲正切函數(shù)、勢(shì)函數(shù)和線性滑模函數(shù)構(gòu)造了一種新型的滑模面函數(shù),并以此設(shè)計(jì)了避碰跟蹤控制器,且閉環(huán)系統(tǒng)是漸近穩(wěn)定的。在證明過程中,主要基于雙曲正切函數(shù)的有界性和勢(shì)函數(shù)的固有屬性,確保了系統(tǒng)在跟蹤控制過程中不會(huì)與障礙物發(fā)生碰撞,并且不存在局部極小值問題。通過數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn),分析并驗(yàn)證了所提出控制器的有效性,被控系統(tǒng)能快速實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)信號(hào)的跟蹤,且不會(huì)與障礙物發(fā)生碰撞。其次,研究了航天器構(gòu)型控制中的伴飛、繞飛以及懸�？刂频葐栴}。首先,針對(duì)航天器伴飛控制問題,建立了描述伴飛運(yùn)動(dòng)的C-W方程,給出了相應(yīng)的長期伴飛脈沖控制策略。并且基于滑模控制理論設(shè)計(jì)了連續(xù)的、漸近穩(wěn)定的伴飛控制器。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)伴飛控制器均能實(shí)現(xiàn)高精度伴飛,且連續(xù)伴飛控制相對(duì)于脈沖控制具有更高的控制精度;其次,針對(duì)航天器繞飛控制問題,分別給出了自然繞飛和主動(dòng)繞飛控制策略。其中,在自然繞飛控制中分別對(duì)自然橢圓繞飛和異面自然橢圓繞飛進(jìn)行了研究分析,在主動(dòng)繞飛中給出了脈沖繞飛控制策略;再次,基于快速終端滑模設(shè)計(jì)了有限時(shí)間收斂的連續(xù)主動(dòng)繞飛控制器。仿真結(jié)果驗(yàn)證了上述繞飛控制策略的有效性,且所設(shè)計(jì)的主動(dòng)繞飛連續(xù)控制器相對(duì)于脈沖繞飛控制器具有更高的控制精度;最后,針對(duì)航天器懸�？刂茊栴},給出了工程上適用的懸停控制策略。并且,基于多變量超螺旋滑模(Multivariable Super-Twisting Sliding Mode,MSTSM)方法,提出了一個(gè)無抖振的、有限時(shí)間收斂的懸�？刂破鳌Ｍ瑫r(shí),為解決輸入受限問題,基于雙曲正切函數(shù)和輔助系統(tǒng)方法,構(gòu)造了一個(gè)輸入受限的、有限時(shí)間收斂的懸停控制器。針對(duì)上述懸停控制器均給出了嚴(yán)格的理論分析和證明,并通過數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)懸�？刂撇呗杂行院透呔刃浴Ｔ俅�,研究了慢旋非合作目標(biāo)航天器的主動(dòng)繞飛避碰控制問題。首先,考慮球形避碰主動(dòng)繞飛模型,并針對(duì)航天器外部擾動(dòng)上界已知的情況,基于雙曲正切函數(shù)和輔助系統(tǒng),設(shè)計(jì)了有限時(shí)間輸入受限的主動(dòng)繞飛避碰控制器,解決了存在輸入受限約束條件下的主動(dòng)繞飛避碰控制問題。并通過結(jié)合自適應(yīng)控制技術(shù),設(shè)計(jì)了魯棒自適應(yīng)有限時(shí)間輸入受限避碰控制器,解決了航天器外部擾動(dòng)上界未知情況下的航天器主動(dòng)繞飛避碰問題;其次,考慮橢球避碰主動(dòng)繞飛模型,以進(jìn)一步解決球形碰撞區(qū)域建模情況下無法實(shí)現(xiàn)的主動(dòng)繞飛避碰問題,并基于雙曲正切函數(shù)和改進(jìn)的滑模面,分別針對(duì)外界擾動(dòng)上界已知和未知的情形設(shè)計(jì)了漸近收斂的主動(dòng)繞飛避碰控制器;最后,基于改進(jìn)的非奇異終端滑模面,針對(duì)外界擾動(dòng)上界已知和未知的情形,分別設(shè)計(jì)了有限時(shí)間收斂的主動(dòng)繞飛避碰控制器。通過理論分析和數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了所提出主動(dòng)繞飛避碰控制策略的正確性和有效性。最后,研究了考慮自主避碰的非合作目標(biāo)航天器的交會(huì)對(duì)接控制問題。首先,建立了基于橢圓蔓葉線的避碰模型,并利用勢(shì)函數(shù)和滑模控制方法設(shè)計(jì)了滿足自主避碰約束的非合作交會(huì)對(duì)接控制器;其次,為了進(jìn)一步解決姿態(tài)展開問題以及避免碰撞問題,建立了基于旋轉(zhuǎn)矩陣描述的姿態(tài)軌道耦合相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制模型,并設(shè)計(jì)了改進(jìn)的自主避碰交會(huì)對(duì)接控制器;最后,為了獲得更好閉環(huán)控制效果,提出了有限時(shí)間收斂的控制策略,使得被控系統(tǒng)具有有限時(shí)間收斂速度和避碰性能。理論證明和數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)一步地驗(yàn)證了所提出自主避碰交會(huì)對(duì)接控制器策略的正確性和有效性。
【圖文】：

器軌道坐標(biāo)系下建立了球形避碰繞飛模型情況，基于雙曲正切函數(shù)，采用有限時(shí)間的有限時(shí)間主動(dòng)繞飛避碰控制器；然后，，利用自適應(yīng)控制，提出了魯棒自適應(yīng)有。其次，建立了目標(biāo)航天器體坐標(biāo)系下的分別針對(duì)外界擾動(dòng)上界已知和未知的情形器；然后，基于新的滑模面設(shè)計(jì)了一個(gè)新奇異終端滑模面，分別針對(duì)外界擾動(dòng)上界斂的主動(dòng)繞飛避碰控制器。究了非合作目標(biāo)交會(huì)對(duì)接中的自主避碰控建立了適用于交會(huì)對(duì)接的避碰模型；然后姿態(tài)描述為修正羅德里格參數(shù)的姿軌耦合制器。其次，建立了基于旋轉(zhuǎn)矩陣的航天，，提出了改進(jìn)的自主避碰交會(huì)對(duì)接控制器定的姿態(tài)軌道耦合自主避碰交會(huì)對(duì)接控如圖 1-1 所示。第1章 緒論

從點(diǎn)00(r,r)
【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】：2018
【分類號(hào)】：V448.2;V526

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2707790