撓性航天器姿軌一體化動力學建模與控制問題研究
發(fā)布時間：2021-01-06 09:47
復雜多變的航天任務,對航天器的控制系統(tǒng)提出了更為嚴苛的標準。更優(yōu)良的控制性能依賴于更精確的的動力學模型以及更完善的控制器設計。傳統(tǒng)的建模思路是分別進行軌道以及姿態(tài)建模,這種分開建模的方式的精度越來越難以滿足需求。另一方面,當帶撓性附件的航天器執(zhí)行高精度航天任務時,還需考慮撓性附件造成的影響。本篇學位論文對帶撓性附件的航天器的姿態(tài)-軌道耦合建模以及其一體化的控制進行研究,主要進行了下面四個部分的研究:首先,對帶撓性附件航天器進行姿軌、剛柔耦合動力學建模。本文選擇對偶四元數與旋量數學工具來描述航天器的姿-軌耦合動力學模型,用同一套數學工具對軌道和姿態(tài)的運動進行描述。推導得出本體坐標系下的撓性航天器動力學方程組,然后基于剛體一般運動的動力學方程推導得出基于對偶四元數的撓性航天器姿態(tài)軌道耦合模型,進而得出撓性航天器姿軌耦合誤差動力學模型。其次,根據推導得出的撓性航天器姿軌耦合誤差動力學模型,進行一體化控制器設計。設計了線性滑模魯棒控制律,在所設計的控制律作用下,狀態(tài)誤差能夠漸近收斂至期望狀態(tài);設計了終端滑模魯棒控制器,所設計的控制器能夠在有限時間內完成對期望狀態(tài)的跟蹤;設計了快速終端滑模魯棒控...
【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校
【文章頁數】：109 頁
【學位級別】：碩士
【部分圖文】：
姿軌一體化控制示意圖
圖 2-1 帶有撓性附件的航天器，航天器質心在慣性參考系中的位置為R ，撓性附件與坐標系中位置為pl 。任取一質量元素km ，在撓性附件量元素的向量為kr ，其在本體系下位置為kl ，發(fā)生形變時其在本體系下位置為kw ，在慣性參考系下坐標為kR k k kk p k w l ul l r上任一質量元素 的線速度為d dd dkk k k kt t R Rw ω w v w ω w t Rω R 為航天器線速度，則航天器的動量k k k kk kk k k kk km m mm m m P v w ω wv w ω w
0.002 0.004sin 0.50.006 0.003sin 0.5 N m0.001 0.007 sin 0.5dttt τ誤差與初始撓性模態(tài)為 T TT T0 0.3772, 0.4329, 0.6645, 0.4783 0 0, 0, 0 ra0 200, 100,100 m 0 0, 0, 0 m/s0 m 0 m/se ee em m ωρ vη 0 η 0，，，與控制器參數設置為 0.2 0.01， k 60 10， 1 1際航天器任務中，控制輸入為有限值，因此在仿真中設置 1N1, 2,30.1N muiuii fτ真結果展示更為直觀，本文直接將對偶四元數與旋量等變元數與矢量形式。仿真曲線如圖 3-1~圖 3-8 所示。
【參考文獻】：
期刊論文
[1]無速度反饋的航天器姿軌耦合跟蹤控制[J]. 黨慶慶,桂海潮,徐明,徐世杰. 航空學報. 2018(S1)
[2]基于動態(tài)滑�？刂频膿闲院教炱髯藨B(tài)控制[J]. 朱慶華,董瑞琦,馬廣富. 控制理論與應用. 2018(10)
[3]航天器相對運動姿軌耦合動力學建模方法[J]. 朱戰(zhàn)霞,史格非,樊瑞山. 飛行力學. 2018(01)
[4]基于干擾觀測器的撓性衛(wèi)星姿態(tài)滑模變結構控制[J]. 王雪冰,吳忠. 空間控制技術與應用. 2017(02)
[5]SE（3）上姿軌耦合航天器高精度快速終端滑�？刂芠J]. 張劍橋,葉東,孫兆偉. 宇航學報. 2017(02)
[6]智能柔性構件振動改進多模態(tài)正位置反饋控制[J]. 婁軍強,魏燕定,楊依領,謝鋒然,趙曉偉. 振動與沖擊. 2015(10)
[7]航天器姿態(tài)機動的自適應魯棒控制及主動振動抑制[J]. 袁國平,史小平,李隆. 振動與沖擊. 2013(12)
[8]航天器姿軌耦合非線性同步控制[J]. 鐵鈺嘉,楊偉,岳曉奎. 計算機仿真. 2012(03)
[9]基于反步法的撓性航天器姿態(tài)鎮(zhèn)定[J]. 王翔宇,丁世宏,李世華. 航空學報. 2011(08)
[10]基于航天器姿軌耦合模型的非線性前饋控制[J]. 鐵鈺嘉,岳曉奎,曹靜. 中國空間科學技術. 2010(06)
博士論文
[1]基于對偶四元數的航天器位姿一體化控制方法研究[D]. 董宏洋.哈爾濱工業(yè)大學 2017
[2]航天器近距離運動的魯棒姿軌聯合控制[D]. 張烽.哈爾濱工業(yè)大學 2013
[3]基于四元數代數和李群框架的任務空間控制方法研究[D]. 韓大鵬.國防科學技術大學 2008
碩士論文
[1]基于預設性能的航天器姿態(tài)跟蹤控制方法[D]. 胡雅博.哈爾濱工業(yè)大學 2018
[2]基于對偶四元數的航天器相對導航方法研究[D]. 崔本杰.哈爾濱工業(yè)大學 2009
本文編號：2960353
【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校
【文章頁數】：109 頁
【學位級別】：碩士
【部分圖文】：
姿軌一體化控制示意圖
圖 2-1 帶有撓性附件的航天器，航天器質心在慣性參考系中的位置為R ，撓性附件與坐標系中位置為pl 。任取一質量元素km ，在撓性附件量元素的向量為kr ，其在本體系下位置為kl ，發(fā)生形變時其在本體系下位置為kw ，在慣性參考系下坐標為kR k k kk p k w l ul l r上任一質量元素 的線速度為d dd dkk k k kt t R Rw ω w v w ω w t Rω R 為航天器線速度，則航天器的動量k k k kk kk k k kk km m mm m m P v w ω wv w ω w
0.002 0.004sin 0.50.006 0.003sin 0.5 N m0.001 0.007 sin 0.5dttt τ誤差與初始撓性模態(tài)為 T TT T0 0.3772, 0.4329, 0.6645, 0.4783 0 0, 0, 0 ra0 200, 100,100 m 0 0, 0, 0 m/s0 m 0 m/se ee em m ωρ vη 0 η 0，，，與控制器參數設置為 0.2 0.01， k 60 10， 1 1際航天器任務中，控制輸入為有限值，因此在仿真中設置 1N1, 2,30.1N muiuii fτ真結果展示更為直觀，本文直接將對偶四元數與旋量等變元數與矢量形式。仿真曲線如圖 3-1~圖 3-8 所示。
【參考文獻】：
期刊論文
[1]無速度反饋的航天器姿軌耦合跟蹤控制[J]. 黨慶慶,桂海潮,徐明,徐世杰. 航空學報. 2018(S1)
[2]基于動態(tài)滑�？刂频膿闲院教炱髯藨B(tài)控制[J]. 朱慶華,董瑞琦,馬廣富. 控制理論與應用. 2018(10)
[3]航天器相對運動姿軌耦合動力學建模方法[J]. 朱戰(zhàn)霞,史格非,樊瑞山. 飛行力學. 2018(01)
[4]基于干擾觀測器的撓性衛(wèi)星姿態(tài)滑模變結構控制[J]. 王雪冰,吳忠. 空間控制技術與應用. 2017(02)
[5]SE（3）上姿軌耦合航天器高精度快速終端滑�？刂芠J]. 張劍橋,葉東,孫兆偉. 宇航學報. 2017(02)
[6]智能柔性構件振動改進多模態(tài)正位置反饋控制[J]. 婁軍強,魏燕定,楊依領,謝鋒然,趙曉偉. 振動與沖擊. 2015(10)
[7]航天器姿態(tài)機動的自適應魯棒控制及主動振動抑制[J]. 袁國平,史小平,李隆. 振動與沖擊. 2013(12)
[8]航天器姿軌耦合非線性同步控制[J]. 鐵鈺嘉,楊偉,岳曉奎. 計算機仿真. 2012(03)
[9]基于反步法的撓性航天器姿態(tài)鎮(zhèn)定[J]. 王翔宇,丁世宏,李世華. 航空學報. 2011(08)
[10]基于航天器姿軌耦合模型的非線性前饋控制[J]. 鐵鈺嘉,岳曉奎,曹靜. 中國空間科學技術. 2010(06)
博士論文
[1]基于對偶四元數的航天器位姿一體化控制方法研究[D]. 董宏洋.哈爾濱工業(yè)大學 2017
[2]航天器近距離運動的魯棒姿軌聯合控制[D]. 張烽.哈爾濱工業(yè)大學 2013
[3]基于四元數代數和李群框架的任務空間控制方法研究[D]. 韓大鵬.國防科學技術大學 2008
碩士論文
[1]基于預設性能的航天器姿態(tài)跟蹤控制方法[D]. 胡雅博.哈爾濱工業(yè)大學 2018
[2]基于對偶四元數的航天器相對導航方法研究[D]. 崔本杰.哈爾濱工業(yè)大學 2009
本文編號：2960353
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