航天器姿態(tài)和軌道運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)建模與控制方法是航天任務(wù)成功與否的關(guān)鍵,隨著近年來(lái)交會(huì)對(duì)接、編隊(duì)飛行等新型航天任務(wù)的出現(xiàn),傳統(tǒng)的將姿態(tài)運(yùn)動(dòng)與軌道運(yùn)動(dòng)分開建模、獨(dú)立控制的處理模式由于無(wú)法充分考慮姿軌運(yùn)動(dòng)間的相互影響,已不能很好地滿足任務(wù)需求。為此,本論文以突破航天器姿態(tài)和軌道分開建模、獨(dú)立控制的傳統(tǒng)處理方式,探索航天器姿軌一體化相對(duì)運(yùn)動(dòng)的建模和控制的新方法為研究目的展開研究,主要內(nèi)容包括:針對(duì)航天器姿軌一體化動(dòng)力學(xué)建模和跟蹤控制問(wèn)題,選擇Lie群SE（3）上指數(shù)坐標(biāo)這一數(shù)學(xué)工具,以該指數(shù)坐標(biāo)描述航天器姿態(tài)和位置跟蹤誤差,考慮模型不確定性以及外部干擾等因素影響,建立了航天器姿軌一體化相對(duì)耦合動(dòng)力學(xué)模型。然后基于建立的模型,設(shè)計(jì)了快速終端滑模面,提出了一般的姿軌一體化滑�？刂破骱妥赃m應(yīng)滑�？刂破�,以保證航天器完成對(duì)期望的姿軌狀態(tài)的跟蹤,其中自適應(yīng)項(xiàng)可以替代傳統(tǒng)滑模控制中的符號(hào)函數(shù)項(xiàng),有效降低了系統(tǒng)抖振。采用Lyapunov方法嚴(yán)格證明了兩種控制算法均能保證閉環(huán)系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性。最后,通過(guò)數(shù)值仿真與結(jié)果分析驗(yàn)證了所提出的兩種控制算法的有效性。在考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性（執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝方案、輸出飽和、輸... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：138 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 課題背景及研究的目的和意義
        1.1.1 課題背景
        1.1.2 研究的目的和意義
    1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀
        1.2.1 航天器姿態(tài)和軌道運(yùn)動(dòng)一體化建模方法研究現(xiàn)狀
        1.2.2 航天器姿軌一體化控制方法研究現(xiàn)狀
        1.2.3 航天器姿軌一體化軌跡優(yōu)化方法研究現(xiàn)狀
        1.2.4 編隊(duì)飛行航天器姿軌一體化協(xié)同控制方法研究現(xiàn)狀
    1.3 本文主要研究?jī)?nèi)容
第2章 航天器姿軌一體化建模與控制的相關(guān)理論基礎(chǔ)
    2.1 引言
    2.2 航天器數(shù)學(xué)模型
        2.2.1 坐標(biāo)系定義
        2.2.2 數(shù)學(xué)符號(hào)說(shuō)明
        2.2.3 姿態(tài)表示方法
    2.3 非線性控制理論基礎(chǔ)
        2.3.1 穩(wěn)定性理論
        2.3.2 滑�？刂�
        2.3.3 有限時(shí)間控制
    2.4 本章小結(jié)
第3章 航天器姿軌一體化動(dòng)力學(xué)建模與軌跡跟蹤控制
    3.1 引言
    3.2 航天器軌跡跟蹤系統(tǒng)姿軌一體化相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型
        3.2.1 單航天器姿軌一體化動(dòng)力學(xué)模型
        3.2.2 航天器姿軌一體化相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型
    3.3 航天器姿軌一體化軌跡跟蹤控制器
    3.4 數(shù)學(xué)仿真與分析
    3.5 本章小結(jié)
第4章 執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出飽和的姿軌一體化軌跡跟蹤控制
    4.1 引言
    4.2 考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的姿軌一體化相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型
    4.3 基于擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)觀測(cè)器的自適應(yīng)事件驅(qū)動(dòng)滑模控制器設(shè)計(jì)
        4.3.1 基于高階滑�？刂频臄U(kuò)展?fàn)顟B(tài)觀測(cè)器
        4.3.2 自適應(yīng)事件驅(qū)動(dòng)滑�？刂破�
    4.4 數(shù)學(xué)仿真與分析
    4.5 本章小結(jié)
第5章 航天器多脈沖軌道轉(zhuǎn)移的姿軌聯(lián)合控制
    5.1 引言
    5.2 問(wèn)題描述
        5.2.1 脈沖推力航天器軌道動(dòng)力學(xué)
        5.2.2 跟蹤航天器相對(duì)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)
        5.2.3 約束條件處理
        5.2.4 優(yōu)化目標(biāo)
    5.3 基于粒子群算法的軌道轉(zhuǎn)移優(yōu)化軌跡
        5.3.1 傳統(tǒng)的粒子群算法
        5.3.2 改進(jìn)的粒子群算法
    5.4 有限時(shí)間姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)及穩(wěn)定性分析
    5.5 數(shù)學(xué)仿真與分析
        5.5.1 傳統(tǒng)粒子群與改進(jìn)粒子群算法的對(duì)比
        5.5.2 實(shí)際軌跡與理想軌跡的對(duì)比
    5.6 本章小結(jié)
第6章 編隊(duì)航天器姿軌一體化有限時(shí)間協(xié)同控制
    6.1 引言
    6.2 編隊(duì)航天器姿軌一體化相對(duì)動(dòng)力學(xué)模型
    6.3 考慮避免碰撞的自適應(yīng)有限時(shí)間滑�？刂破髟O(shè)計(jì)
        6.3.1 自適應(yīng)有限時(shí)間控制器設(shè)計(jì)
        6.3.2 考慮避免碰撞的控制器設(shè)計(jì)
    6.4 數(shù)學(xué)仿真與分析
    6.5 本章小結(jié)
結(jié)論
參考文獻(xiàn)
攻讀博士學(xué)位期間發(fā)表的論文及其他成果
致謝
個(gè)人簡(jiǎn)歷


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[8]帶時(shí)延和拓?fù)淝袚Q的編隊(duì)衛(wèi)星魯棒協(xié)同控制[J]. 張保群,宋申民,陳興林.  宇航學(xué)報(bào). 2012(07)
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博士論文
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[2]衛(wèi)星快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制方法研究[D]. 李由.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2017
[3]多航天器編隊(duì)飛行分布式協(xié)同控制[D]. 鄭重.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[4]執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)容錯(cuò)控制[D]. 肖冰.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[5]航天器姿軌一體化動(dòng)力學(xué)建模、控制與導(dǎo)航方法研究[D]. 王劍穎.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[6]航天器近距離運(yùn)動(dòng)的魯棒姿軌聯(lián)合控制[D]. 張烽.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[7]飛行器軌道交會(huì)和軌道轉(zhuǎn)移的兩點(diǎn)邊值問(wèn)題[D]. 張剛.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2012
[8]對(duì)偶四元數(shù)導(dǎo)航算法與非線性高斯濾波研究[D]. 武元新.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2005

碩士論文
[1]航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同跟蹤滑模/神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制[D]. 甘超.北京理工大學(xué) 2015
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本文編號(hào)：3131439