帶飛輪航天器的姿態(tài)控制問題.pdf

1、該文研究利用飛輪的反作用力矩作為控制力矩的航天器的姿態(tài)控制問題,建立了兩種帶飛輪航天器的姿態(tài)控制模型,重點(diǎn)對基于誤差四元數(shù)的姿態(tài)控制和航天器姿態(tài)的自適應(yīng)控制進(jìn)行了研究,提出了三種姿態(tài)控制方法.在該文的第一種控制方法中,先闡述了四元數(shù)、誤差四元數(shù)和四元數(shù)誤差的概念,導(dǎo)出了它們之間的關(guān)系.并在航天器的動量矩坐標(biāo)系下用四元數(shù)建立其動力學(xué)方程,利用誤差四元數(shù)導(dǎo)出其擾動方程,將擾動方程線性化后,應(yīng)用狀態(tài)反饋,導(dǎo)出了一種基于誤差四元數(shù)的姿態(tài)控制方法

2、.它不僅可使航天器穩(wěn)定干預(yù)期的姿態(tài)位置,也可用來進(jìn)行姿態(tài)跟蹤,數(shù)值仿真計(jì)算證實(shí)這種方法的有效性.文中第二種方法中建立了另一種帶飛輪航天器的姿態(tài)控制模型,用姿態(tài)動力學(xué)方程和運(yùn)動學(xué)方程聯(lián)合描述航天器的姿態(tài)變化,并利用誤差四元數(shù)導(dǎo)出了一種PD(proportional-derivative)控制方法,用Lyapunov直接方法證明了其穩(wěn)定性.該方法沒有奇點(diǎn),不需航天器的質(zhì)量和動力學(xué)參數(shù),數(shù)值仿真顯示,該方法可以使航天器穩(wěn)定于任意姿態(tài)位置,并能