多界依賴的撓性航天器魯棒與容錯(cuò)姿態(tài)控制.pdf

1、在航天事業(yè)快速發(fā)展的時(shí)代，人們對(duì)航天器的精度要求在不斷提高，無(wú)論是通信還是定位，都與人們的生活密切相關(guān)。為了滿足人們的需求，航天器在軌運(yùn)行時(shí)，所需攜帶附件無(wú)論是數(shù)量還是種類上都遠(yuǎn)遠(yuǎn)的超過(guò)了20世紀(jì)60年代。由于火箭運(yùn)載能力和經(jīng)濟(jì)等客觀因素存在，越來(lái)越多的輕質(zhì)材料制造的撓性附件出現(xiàn)在了航天器上，當(dāng)今航天器的姿態(tài)控制研究逐漸將重心轉(zhuǎn)移到了撓性航天器的姿態(tài)控制上。在撓性航天器在軌飛行時(shí)，干擾、時(shí)滯、執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效的出現(xiàn)往往會(huì)影響到航天器的姿

2、態(tài)。針對(duì)此類問(wèn)題，本文將從如下幾個(gè)方面展開(kāi)研究討論:
　　(1)針對(duì)撓性航天器模型，首先僅考慮干擾和時(shí)滯情況。基于李雅普諾夫穩(wěn)定理論和線性矩陣不等式法，通過(guò)構(gòu)造一個(gè)新型的增廣李雅普諾夫泛函，建立基于線性矩陣不等式(LMI)形式的時(shí)滯相關(guān)H∞狀態(tài)反饋控制器的設(shè)計(jì)方法;通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證該控制方法的有效性并分析其時(shí)滯量、H∞性能指標(biāo)及時(shí)滯積分不等式分解系數(shù)對(duì)撓性航天器姿態(tài)角及姿態(tài)角速度的影響。
　　(2)考慮撓性航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分

3、失效的情況，構(gòu)建被動(dòng)容錯(cuò)控制器。首先，將執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效容錯(cuò)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為不確定參數(shù)魯棒控制問(wèn)題。然后，設(shè)計(jì)了一個(gè)新的多界依賴的狀態(tài)反饋魯棒H∞控制算法。此算法不僅依賴時(shí)滯積分不等式分解參數(shù)和時(shí)滯界信息，還依賴部分失效因子。最后通一系列仿真驗(yàn)證所提方法有效性。
　　(3)針對(duì)撓性航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)部分失效的情況，通過(guò)使用在線估計(jì)來(lái)設(shè)計(jì)自適應(yīng)容錯(cuò)控制器，并在常規(guī)控制律中增加補(bǔ)償控制項(xiàng)。這種補(bǔ)償方法可以減少故障效應(yīng)，而不需要故障檢測(cè)和隔離