本文選題：航天器姿態(tài)控制 + 時滯�。� 參考：《哈爾濱工業(yè)大學》2017年博士論文

【摘要】：航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在工作時,執(zhí)行器環(huán)節(jié)和姿態(tài)量測環(huán)節(jié)不可避免的會引入時滯。控制系統(tǒng)性能會因此受到影響,甚至導致失穩(wěn)現(xiàn)象。由于航天器姿態(tài)模型具有強耦合非線性,時滯的引入使系統(tǒng)更加復雜,其特征方程具有無窮多個特征根,系統(tǒng)模型從有限維常微分方程變成無窮維時滯微分方程,因此經(jīng)典的頻域或基于Lyapunov函數(shù)的時域方法不再適用。近年來,隨著時滯系統(tǒng)理論的發(fā)展,由Krasovskii所建立的Lyapunov-Krasovskii穩(wěn)定性理論已成為研究時滯非線性系統(tǒng)的主要時域方法,該理論被引申到航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域,用于對時滯影響下的姿態(tài)控制策略的研究。在這種背景下,本論文針對干擾力矩、時滯參數(shù)未知及模型參數(shù)不確定性影響下的航天器姿態(tài)控制問題進行了深入研究,主要內(nèi)容如下:為便于使用Lipschitz假設(shè)條件處理航天器姿態(tài)模型中的非線性項,選擇修正羅德里格斯參數(shù)(Modified Rodrigues Parameters,MRPs)作為姿態(tài)描述參數(shù),并結(jié)合MRPs的映射集,對航天器姿態(tài)進行全局非奇異描述,最終建立航天器姿態(tài)運動學模型和動力學模型及其性質(zhì)。給出設(shè)計航天器姿態(tài)控制策略用到的時滯系統(tǒng)穩(wěn)定性理論基礎(chǔ)和后續(xù)研究需要的不等式關(guān)系。為解決存在執(zhí)行器未知時滯影響的剛性航天器姿態(tài)控制問題,設(shè)計線性狀態(tài)反饋控制器,基于Lipschitz假設(shè),結(jié)合L-K泛函構(gòu)造和自由權(quán)矩陣方法,得到線性矩陣不等式形式的局部穩(wěn)定性結(jié)論。在此基礎(chǔ)上,考慮了航天器模型參數(shù)不確定影響,進一步設(shè)計了狀態(tài)反饋控制器,數(shù)字仿真結(jié)果說明所設(shè)計控制器有效。針對姿態(tài)量測過程中存在時滯的航天器姿態(tài)控制問題,利用已有的時滯線性系統(tǒng)穩(wěn)定性結(jié)論,基于反步法設(shè)計了保證閉環(huán)系統(tǒng)全局穩(wěn)定性的非線性控制策略。進一步,考慮量測時滯未知和外部干擾力矩對航天器姿態(tài)控制的共同影響,利用擴張狀態(tài)觀測器(Extended State Observer,ESO)結(jié)合反步法設(shè)計了非線性控制器。對于同時存在量測時滯和執(zhí)行器時滯的航天器姿態(tài)穩(wěn)定問題,為克服航天器姿態(tài)運動數(shù)學模型中非線性項對姿態(tài)控制器設(shè)計造成的困難,對反步法進行改進,應(yīng)用模型簡化方法對航天器姿態(tài)運動模型進行變換,并設(shè)計非線性控制器保證變換后的系統(tǒng)穩(wěn)定。通過L-K穩(wěn)定性理論分析并證明變換前姿態(tài)控制系統(tǒng)穩(wěn)定。對于執(zhí)行器引入長時滯輸入的情況,采用時滯補償思路實現(xiàn)航天器姿態(tài)控制。建立執(zhí)行器時滯狀態(tài)的一階雙曲偏微分方程模型,從而得到航天器姿態(tài)系統(tǒng)的偏微分方程-常微分方程(Partial Differential Equation-Ordinary Differential Equation,PDE-ODE)級聯(lián)耦合模型。對該PDE-ODE模型進行二維反步變換,包括對航天器姿態(tài)常微分方程模型的反步變換和對執(zhí)行器狀態(tài)偏微分方程的反步變換,給出了映射之間的變換關(guān)系和逆變換關(guān)系。在此基礎(chǔ)上,設(shè)計了邊界控制器。最后證明目標系統(tǒng)的指數(shù)穩(wěn)定性并通過映射關(guān)系證明了原系統(tǒng)的穩(wěn)定性。雖然該方法要求時滯量精確已知,但仿真表明所設(shè)計的非線性控制器對時滯偏差和重力梯度力矩干擾都具有魯棒性�？紤]執(zhí)行器時滯未知情況下航天器姿態(tài)控制問題,設(shè)計了時滯自適應(yīng)估計器對前述邊界控制律進行改進,仿真結(jié)果表明改進后的非線性邊界控制律能夠保證姿態(tài)控制系統(tǒng)穩(wěn)定。
[Abstract]:When the spacecraft attitude control system is working, the performance of the actuator and the attitude measurement will inevitably lead to the delay. The performance of the control system will be affected and even lead to instability. Due to the strong coupling nonlinearity of the spacecraft attitude model, the introduction of time delay makes the system more complex, and its characteristic equation has infinitely many special characteristics. The system model is transformed from finite dimensional ordinary differential equation into infinite dimensional delay differential equation, so the classical frequency domain or time domain method based on Lyapunov function is no longer applicable. In recent years, with the development of time-delay system theory, the theory of Lyapunov-Krasovskii stability established by Krasovskii has become the main study of time-delay nonlinear systems. In time domain method, the theory is extended to the field of spacecraft attitude control, which is used in the study of attitude control strategy under the influence of time delay. Under this background, this paper studies the attitude control of spacecraft under the influence of the disturbance torque, the unknown time delay parameters and the uncertainty of the model parameters. The main contents are as follows: Using the Lipschitz hypothesis to deal with the nonlinear term in the spacecraft attitude model, the modified Rodrigues parameter (Modified Rodrigues Parameters, MRPs) is selected as the attitude description parameter, and the global nonsingular description of the spacecraft attitude is carried out with the mapping set of MRPs, and the attitude kinematic model and dynamic model of the spacecraft are finally established. In order to solve the problem of attitude control of a rigid spacecraft with unknown delay in the actuator, a linear state feedback controller is designed, based on the Lipschitz hypothesis, and combined with the L-K functional structure and self. By the weight matrix method, the local stability conclusions of linear matrix inequalities are obtained. On this basis, the state feedback controller is designed in consideration of the uncertainty of the parameters of the spacecraft model. The numerical simulation results show that the designed controller is effective. Based on the stability conclusion of the linear system with time delay, a nonlinear control strategy is designed to guarantee the global stability of the closed loop system based on the backstepping method. Further, considering the common influence of the unknown time delay and the external disturbance torque on the attitude control of the spacecraft, the extended state observer (Extended State Observer, ESO) is used to combine the anti step method. The nonlinear controller is designed. In order to overcome the problem of attitude stabilization of spacecraft with time delay and actuator delay, the difficulty of solving the attitude controller design in the mathematical model of spacecraft attitude motion is overcome. The inverse step method is improved, and the model simplification of the model is used to transform the attitude motion model of the spacecraft. The nonlinear controller is designed to ensure the stability of the system after transformation. The stability of the attitude control system before transformation is analyzed and proved by the L-K stability theory. The attitude control of the spacecraft is realized by the delay compensation idea. The first order hyperbolic partial differential equation model of the actuator is established. To the partial differential equation (Partial Differential Equation-Ordinary Differential Equation, PDE-ODE) cascade coupling model of the spacecraft attitude system, the two-dimensional inverse transformation of the PDE-ODE model is carried out, including the backstepping transformation of the attitude ordinary differential equation model of the spacecraft and the backstepping of the partial differential equation of the actuator state. On the basis of this, the boundary controller is designed. Finally, the exponential stability of the target system is proved and the stability of the original system is proved by the mapping relation. Although the method requires the time delay to be accurately known, the nonlinear controller designed by the simulation shows the delay deviation. And the gravity gradient torque interference is robust. Considering the attitude control problem of the spacecraft under the unknown delay of the actuator, a time-delay adaptive estimator is designed to improve the foregoing boundary control law. The simulation results show that the improved nonlinear boundary control law can ensure the stability of the attitude control system.
【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2017
【分類號】：V448.2

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本文編號：2066010