本文關(guān)鍵詞：考慮控制與角速度受限的航天器姿態(tài)非線性滑�？刂�，，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

【摘要】：航天器姿態(tài)控制,是指航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)按照控制律的要求輸出力矩使航天器調(diào)整到期望姿態(tài)的過程,是航天器成功執(zhí)行在軌任務(wù)的關(guān)鍵。然而在實際環(huán)境中,由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)、測量元件以及任務(wù)需求的限制,航天器姿態(tài)控制不得不面臨多種約束,如控制受限(輸入非線性(飽和與死區(qū))和執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性(安裝偏差和部分失效))和角速度受限,它們會嚴(yán)重影響航天器姿態(tài)控制的穩(wěn)定性和精度。針對這類問題,本文進(jìn)行了如下研究:在控制器設(shè)計前,本文首先介紹了各種約束發(fā)生的工程背景,明確了本文的研究目的;然后建立了多種約束條件下的航天器數(shù)學(xué)模型,為后文控制器的分析與綜合奠定了基礎(chǔ)。在控制器設(shè)計的前一階段,本文首先研究了控制受限。在這一階段,本文先后設(shè)計了只考慮輸入飽和的漸近穩(wěn)定控制器和有限時間控制器,以及同時考慮輸入飽和與執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的自適應(yīng)控制器;這些控制器能夠使航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在輸入飽和的條件下保持穩(wěn)定,并且能夠有效補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的影響。在控制器設(shè)計的后一階段,本文又進(jìn)一步研究了角速度受限。在這一階段,本文先后設(shè)計了同時考慮輸入飽和與角速度受限以及同時考慮輸入非線性和角速度受限的自適應(yīng)控制器;這些控制器能夠使航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在輸入飽和的條件下保持穩(wěn)定,能夠有效補(bǔ)償輸入死區(qū)的影響,能夠使航天器的角速度滿足一定的約束。另外,本文還對由于使用四元數(shù)描述航天器姿態(tài)而產(chǎn)生的退繞問題進(jìn)行了研究,設(shè)計并使用了一組新的姿態(tài)偏差函數(shù)和向量,使本文設(shè)計的控制器還具有抗退繞的優(yōu)點;值得說明的是,本文設(shè)計的控制器對外部有界干擾具有較強(qiáng)的魯棒性,且不受系統(tǒng)參數(shù)變化的影響。在上述理論研究的基礎(chǔ)上,本文進(jìn)行了大量的對比仿真分析,驗證了本文提出算法的有效性和優(yōu)越性。
【關(guān)鍵詞】：航天器 姿態(tài)控制 控制受限 角速度受限 非線性滑�？刂�
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V448.22
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-8
• 第1章 緒論8-17
• 1.1 課題的來源及研究的目的和意義8-10
• 1.1.1 課題的來源8
• 1.1.2 課題研究目的及意義8-10
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀與分析10-16
• 1.2.1 輸入飽和10-13
• 1.2.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝偏差13
• 1.2.3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效13-14
• 1.2.4 姿態(tài)角速度受限14
• 1.2.5 輸入死區(qū)14-15
• 1.2.6 姿態(tài)抗退繞控制15-16
• 1.3 本文的主要研究內(nèi)容和寫作安排16-17
• 第2章 航天器數(shù)學(xué)模型及基礎(chǔ)知識17-24
• 2.1 引言17
• 2.2 坐標(biāo)系的定義17-18
• 2.3 航天器數(shù)學(xué)模型建立18-19
• 2.3.1 姿態(tài)鎮(zhèn)定模型18
• 2.3.2 姿態(tài)跟蹤模型18-19
• 2.4 控制問題描述19-23
• 2.4.1 輸入飽和19-20
• 2.4.2 反作用飛輪安裝偏差20-21
• 2.4.3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效21
• 2.4.4 姿態(tài)角速度受限21
• 2.4.5 輸入死區(qū)21-22
• 2.4.6 控制目標(biāo)22-23
• 2.5 基礎(chǔ)知識23
• 2.6 本章小結(jié)23-24
• 第3章 同時考慮輸入飽和與執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的航天器姿態(tài)控制24-43
• 3.1 引言24-25
• 3.2 只考慮輸入飽和的滑模控制律設(shè)計25-34
• 3.2.1 傳統(tǒng)滑�？刂坡稍O(shè)計25-26
• 3.2.2 非線性滑�？刂坡稍O(shè)計26-29
• 3.2.3 非線性終端滑模控制律設(shè)計29-31
• 3.2.4 仿真驗證31-34
• 3.3 同時考慮輸入飽和與執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的自適應(yīng)控制律設(shè)計34-42
• 3.3.1 只考慮輸入飽和的控制律設(shè)計34-35
• 3.3.2 同時考慮輸入飽和與反作用飛輪安裝偏差的控制律設(shè)計35-36
• 3.3.3 同時考慮輸入飽和與執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效的控制律設(shè)計36-37
• 3.3.4 仿真驗證37-42
• 3.4 本章小結(jié)42-43
• 第4章 同時考慮輸入非線性與姿態(tài)角速度受限的航天器姿態(tài)抗退繞控制43-64
• 4.1 引言43-44
• 4.2 同時考慮輸入飽和與姿態(tài)角速度受限的控制律設(shè)計44-52
• 4.2.1 不考慮外部干擾的情況44-46
• 4.2.2 考慮外部干擾的情況46-48
• 4.2.3 仿真驗證48-52
• 4.3 進(jìn)一步考慮輸入死區(qū)的姿態(tài)抗退繞控制律設(shè)計52-63
• 4.3.1 進(jìn)一步考慮輸入死區(qū)的控制律設(shè)計52-56
• 4.3.2 姿態(tài)抗退繞控制律設(shè)計56-59
• 4.3.3 仿真驗證59-63
• 4.4 本章小結(jié)63-64
• 結(jié)論64-66
• 參考文獻(xiàn)66-72
• 攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的論文及其它成果72-74
• 致謝74

【參考文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前2條

1 胡慶雷;姜博嚴(yán);石忠;;基于新型終端滑模的航天器執(zhí)行器故障容錯姿態(tài)控制[J];航空學(xué)報;2014年01期

2 李波;胡慶雷;石忠;馬廣富;;考慮執(zhí)行器安裝偏差時航天器姿態(tài)穩(wěn)定的控制分配[J];宇航學(xué)報;2013年01期

  本文關(guān)鍵詞：考慮控制與角速度受限的航天器姿態(tài)非線性滑�？刂�，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

本文編號：321673