現(xiàn)代衛(wèi)星在執(zhí)行空間任務(wù)時,離不開對衛(wèi)星姿態(tài)的控制,由于姿態(tài)控制存在結(jié)構(gòu)上的撓性附件振動、轉(zhuǎn)動慣量不確定性、空間環(huán)境的干擾力矩等不確定因素,在設(shè)計姿態(tài)控制器時需要全面考慮。否則,衛(wèi)星在執(zhí)行空間任務(wù)時將很難實現(xiàn)需要的控制精度,姿態(tài)控制速度也會受到影響,嚴(yán)重時可能造成衛(wèi)星姿態(tài)失控。本文在基于四元數(shù)和歐拉軸/角表示的撓性衛(wèi)星模型基礎(chǔ)上,針對具有轉(zhuǎn)動慣量不確定性和外界干擾力矩的撓性衛(wèi)星進(jìn)行有限時間滑模姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)跟蹤控制。本文對于撓性衛(wèi)星在執(zhí)行控制任務(wù)中的姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)跟蹤控制主要進(jìn)行以下幾個方面的研究。針對撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)存在慣性不確定性和外界干擾的姿態(tài)穩(wěn)定控制情況,設(shè)計有限時間穩(wěn)定的分段滑模姿態(tài)控制器。在撓性模態(tài)信息可測情況下,利用滑模控制原理結(jié)合Lyapunov有限時間穩(wěn)定定理,選取分段滑模面設(shè)計出有限時間滑模姿態(tài)穩(wěn)定控制器以實現(xiàn)撓性衛(wèi)星姿態(tài)的快速穩(wěn)定。通過時間響應(yīng)曲線驗證控制器的穩(wěn)定性,并且對比等效滑模控制器,在控制速度和控制精度上具有更優(yōu)性能,對于撓性模態(tài)也有更好的抑制效果。由于實際情況中衛(wèi)星的撓性模態(tài)信息難以測量獲取,設(shè)計撓性信息觀測器估計其測量值,在此基礎(chǔ)上設(shè)計基于撓性信息觀... 

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

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【學(xué)位級別】：碩士

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哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文1.2.1撓性衛(wèi)星的姿態(tài)控制方法研究現(xiàn)狀撓性衛(wèi)星的姿態(tài)控制是撓性衛(wèi)星控制系統(tǒng)中至關(guān)重要的一環(huán)，衛(wèi)星姿態(tài)控制對于執(zhí)行空間任務(wù)的衛(wèi)星能否完成任務(wù)目標(biāo)，保證指向精度以及穩(wěn)定精度起決定性作用。撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖如圖1-3所示，系統(tǒng)中各部分分工合作完成撓性衛(wèi)星的姿態(tài)控制任務(wù)。圖1-3撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)近年來，人們在衛(wèi)星姿態(tài)控制領(lǐng)域進(jìn)行了大量的研究。由于系統(tǒng)不確定性和外界擾動等不利因素會影響航天器的在軌飛行任務(wù)，目前研究的關(guān)鍵技術(shù)是在控制航天器姿態(tài)的同時還要保證航天器在飛行期間對系統(tǒng)不確定性和外界擾動等具有一定的魯棒性。隨著航天器應(yīng)用領(lǐng)域越來越廣泛，執(zhí)行的任務(wù)也愈加復(fù)雜多樣，因而航天器姿態(tài)控制的難度也在不斷提高，所以對于航天器執(zhí)行任務(wù)不同，對特定性能指標(biāo)的要求也自然有所不同，現(xiàn)如今已有很多學(xué)者提出不同控制方法對執(zhí)行不同任務(wù)的航天器進(jìn)行分析設(shè)計。常見控制方法有：經(jīng)典PID控制、滑模變結(jié)構(gòu)控制、最優(yōu)控制和自適應(yīng)控制方法等[1]。雖然這些方法在航天器姿態(tài)控制中表現(xiàn)出了充分的可靠性，但也僅僅能夠滿足漸近穩(wěn)定性和收斂性。然而在空間任務(wù)中，航天器的快速機動和快速追蹤能力方面的研究一直都廣受學(xué)者青睞。要想實現(xiàn)航天器的快速跟蹤，就需要極大地提高漸近穩(wěn)定和收斂控制的控制增益，這在實踐中是無法實現(xiàn)的，所以研究具有快速穩(wěn)定性和收斂性的控制算法是極其必要的。解決這一問題的理想辦法便是有限時間控制方法。與常用的漸近穩(wěn)定性與收斂性相比，有限時間控制方法要求閉環(huán)系統(tǒng)在李雅普諾夫意義下是穩(wěn)定的，并且系統(tǒng)能夠在有限時間內(nèi)達(dá)到平衡。有限時間控制通常可以通過時間最優(yōu)控制，齊次系統(tǒng)方法，有限時間穩(wěn)定性方法，自適應(yīng)控制和終端滑模控制等實現(xiàn)[2]。由

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文第2章?lián)闲孕l(wèi)星姿態(tài)數(shù)學(xué)模型及相關(guān)定理隨著太空科技飛速發(fā)展，航天技術(shù)日益進(jìn)步，人們對衛(wèi)星的空間任務(wù)提出了更多復(fù)雜又高難度的要求，針對不同的空間任務(wù)，衛(wèi)星的作業(yè)功能呈現(xiàn)多樣化。在分析不同功能衛(wèi)星之前，對于衛(wèi)星模型的準(zhǔn)確描述至關(guān)重要。現(xiàn)代衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)多采用新型輕質(zhì)材料以實現(xiàn)多種太空任務(wù)需求，減少發(fā)射成本以及提升衛(wèi)星的載重性能，但同時也導(dǎo)致衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的撓性增加，衛(wèi)星姿態(tài)的不確定性影響加重，因此不同衛(wèi)星的數(shù)學(xué)模型描述直接關(guān)系著衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制難易和計算效率�？紤]實際情況中，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)中的撓性部分會與剛體部分相互耦合，選取適合的姿態(tài)數(shù)學(xué)模型是進(jìn)一步深入研究的基矗2.1坐標(biāo)系定義為了方便描述撓性衛(wèi)星的姿態(tài)以及建立撓性衛(wèi)星的姿態(tài)動力學(xué)模型，本節(jié)首先給出幾種太空中衛(wèi)星經(jīng)常涉及的坐標(biāo)系定義。（1）地心慣性坐標(biāo)系[40]地心慣性坐標(biāo)系是以地心為原點，赤道平面為基準(zhǔn)面的坐標(biāo)系，簡稱為慣性坐標(biāo)系。其中，Xi軸位于赤道平面內(nèi)且正方向指向春分點方向；Zi軸正方向指向北極，同自轉(zhuǎn)軸重合，垂直于地球赤道平面；Yi軸方向由Xi軸和Zi軸通過右手法則確定，如圖2-1所示。圖2-1地心慣性坐標(biāo)系-10-


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