本文關(guān)鍵詞：考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性的航天器姿態(tài)控制

  更多相關(guān)文章： 姿態(tài)控制 角速度受限 滑模控制 輸入飽和 輸入非線性

【摘要】：航天器的在軌任務(wù)成敗關(guān)鍵在于如何保證航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性以及航天器姿態(tài)控制的精度,因此必須設(shè)計良好的控制器使得系統(tǒng)的穩(wěn)定性和控制性能得到滿足。在軌運(yùn)行的航天器由于受到自身執(zhí)行機(jī)構(gòu)、測量元件等物理條件上的限制,在姿態(tài)控制過程中不可避免地面臨多種約束,如輸入飽和、輸入非線性、執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性以及姿態(tài)角速度受限等,嚴(yán)重影響航天器姿態(tài)控制的穩(wěn)定性和控制精度。因此研究考慮此類約束條件下的航天器姿態(tài)控制具有重要的意義,本文的研究內(nèi)容主要包括以下幾個方面:本文首先針對航天器所面臨的各種約束進(jìn)行數(shù)學(xué)抽象與合理假設(shè),然后基于多種約束條件建立了剛體航天器數(shù)學(xué)模型。針對考慮輸入飽和的姿態(tài)控制問題,設(shè)計了一種能夠顯式地滿足輸入飽和約束的非線性滑�？刂破�,使得閉環(huán)系統(tǒng)在輸入飽和受限的條件下漸近穩(wěn)定;在此基礎(chǔ)上,進(jìn)一步將輸入飽和問題擴(kuò)展為輸入變飽和問題,設(shè)計一種自適應(yīng)滑�？刂破�,該控制器顯式地滿足輸入變飽和約束并能夠使閉環(huán)系統(tǒng)漸近穩(wěn)定。另外,進(jìn)一步設(shè)計同時考慮輸入變飽和與執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的自適應(yīng)控制器,使航天器不僅能夠滿足輸入變飽和約束并且有效補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)不確定性的影響�；谏鲜龌A(chǔ)上,進(jìn)一步針對考慮輸入非線性的姿態(tài)控制問題,先后設(shè)計了同時考慮輸入變飽和與角速度受限、進(jìn)一步同時考慮輸入非線性和角速度受限的自適應(yīng)控制器,使航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的角速度滿足特定的約束,并有效補(bǔ)償輸入非線性的影響,系統(tǒng)在輸入變飽和約束下保持穩(wěn)定。最后,將本文設(shè)計的控制器進(jìn)行數(shù)值仿真驗證,驗證其有效性和優(yōu)越性。本文設(shè)計的控制器不受系統(tǒng)參數(shù)變化的影響,且對外部有界干擾具有較強(qiáng)的魯棒性。
【關(guān)鍵詞】：姿態(tài)控制 角速度受限 滑�？刂� 輸入飽和 輸入非線性
【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】：2016
【分類號】：V448.2
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-8
• 第1章 緒論8-16
• 1.1 課題的來源及研究的目的和意義8-10
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀與分析10-15
• 1.2.1 反作用飛輪的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀10-11
• 1.2.2 輸入飽和受限的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀11-14
• 1.2.3 安裝偏差與輸入非線性的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀14-15
• 1.3 本文的主要研究內(nèi)容和寫作安排15-16
• 第2章 航天器數(shù)學(xué)模型及基礎(chǔ)知識16-28
• 2.1 引言16
• 2.2 預(yù)備知識16-18
• 2.2.1 坐標(biāo)系闡述16-17
• 2.2.2 相關(guān)基礎(chǔ)理論17-18
• 2.3 剛體航天器數(shù)學(xué)模型18-20
• 2.3.1 姿態(tài)鎮(zhèn)定模型18-19
• 2.3.2 姿態(tài)跟蹤模型19-20
• 2.4 飛輪直流無刷電動機(jī)理論基礎(chǔ)20-24
• 2.4.1 電動機(jī)運(yùn)行理論闡釋20-22
• 2.4.2 電機(jī)數(shù)學(xué)模型22-24
• 2.5 控制約束問題描述24-27
• 2.5.1 輸入飽和受限24
• 2.5.2 飛輪安裝偏差24-26
• 2.5.3 輸入非線性26
• 2.5.4 姿態(tài)角速度受限26
• 2.5.5 控制目標(biāo)26-27
• 2.6 本章小結(jié)27-28
• 第3章 考慮輸入變飽和受限的航天器姿態(tài)控制28-48
• 3.1 引言28-29
• 3.2 考慮輸入飽和的滑�？刂坡稍O(shè)計29-35
• 3.2.1 基于等效控制思想的滑�？刂坡稍O(shè)計29-30
• 3.2.2 非線性滑�？刂坡稍O(shè)計30-32
• 3.2.3 仿真驗證32-35
• 3.3 考慮輸入變飽和的滑�？刂坡稍O(shè)計35-41
• 3.3.1 力矩變飽和模型35-36
• 3.3.2 考慮輸入變飽和的滑�？刂坡稍O(shè)計36-38
• 3.3.3 仿真驗證38-41
• 3.4 同時考慮輸入變飽和與飛輪安裝偏差的自適應(yīng)控制律設(shè)計41-46
• 3.4.1 同時考慮輸入變飽和與飛輪安裝偏差的自適應(yīng)控制律設(shè)計41-43
• 3.4.2 仿真驗證43-46
• 3.5 本章小結(jié)46-48
• 第4章 考慮輸入非線性的航天器姿態(tài)控制48-65
• 4.1 引言48
• 4.2 同時考慮輸入變飽和與姿態(tài)角速度受限的控制律設(shè)計48-56
• 4.2.1 不考慮外部干擾的情況49-51
• 4.2.2 考慮外部干擾的情況51-53
• 4.2.3 仿真驗證53-56
• 4.3 進(jìn)一步考慮輸入非線性的控制律設(shè)計56-63
• 4.3.1 進(jìn)一步考慮輸入非線性的控制律設(shè)計56-60
• 4.3.2 仿真驗證60-63
• 4.4 本章小結(jié)63-65
• 結(jié)論65-67
• 參考文獻(xiàn)67-74
• 致謝74

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本文編號：756762