有限時間航天器姿態(tài)機(jī)動控制研究.pdf

1、伴隨航天科技的發(fā)展,對能夠快速機(jī)動的航天器的需求逐漸增多。一方面,復(fù)雜的航天任務(wù)要求機(jī)動的快速性,但是系統(tǒng)的收斂形式一般為漸近收斂;另一方面,在姿態(tài)機(jī)動過程中,航天器的撓性附件振動和燃料的消耗等等都會引起轉(zhuǎn)動慣量的不確定性和時變性,在軌航天器也不可避免的會受到外界環(huán)境的各種干擾的影響;此外,執(zhí)行機(jī)構(gòu)在安裝時,不可避免的會存在安裝誤差,且執(zhí)行機(jī)構(gòu)由于本身的物理特性,使得執(zhí)行器具有飽和的非線性特性。針對上面所述的問題,研究航天器的姿態(tài)機(jī)動在

2、存在轉(zhuǎn)動慣量不確定性、外界干擾、執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝誤差和輸入飽和多種約束的情況下有限時間收斂的控制性能顯的十分重要。主要研究內(nèi)容如下:
　　本文首先分別基于歐拉定理和Lagrange理論構(gòu)建了撓性航天器的姿態(tài)運動學(xué)、動力學(xué)方程,并簡單給出了有限時間穩(wěn)定性的相關(guān)概念和判定定理,為下文的控制器的設(shè)計分析奠定了基礎(chǔ)。
　　針對航天器的姿態(tài)機(jī)動有限時間控制問題,本文首先在假設(shè)撓性模態(tài)較小且干擾有界的情況下對航天器的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行轉(zhuǎn)化,然后在

3、考慮轉(zhuǎn)動慣量不確定性和外界干擾的情況下,基于終端滑?？刂品椒ㄔO(shè)計了有限時間機(jī)動控制器;考慮到執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在的不可避免的安裝誤差,對上述控制器進(jìn)行改進(jìn),通過引入自適應(yīng)方法對誤差角進(jìn)行學(xué)習(xí)估計設(shè)計了改進(jìn)的有限時間機(jī)動控制器。上述控制器的設(shè)計都引入了符號函數(shù),為了克服符號函數(shù)引起的高頻震蕩,使用飽和函數(shù)進(jìn)行了替換,并通過有限時間Lyapunov穩(wěn)定性定理證明了上述控制器設(shè)計的合理性。
　　針對實際系統(tǒng)中的轉(zhuǎn)動慣量不確定性和外界干擾的上界不