基于滑模變結(jié)構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)控制研究.pdf

1、學校代碼：10406分類號：V448.2學號：120085233005南昌航空大學碩士學位論文（專業(yè)學位研究生）基于滑模變結(jié)構(gòu)的基于滑模變結(jié)構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)控制研究撓性航天器姿態(tài)控制研究碩士研究生：魏秦導師：王琦教授申請學位級別：碩士學科、專業(yè)：航天工程所在單位：飛行器工程學院答辯日期：2015年06月授予學位單位：南昌航空大學I摘要隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，新一代的航天器都有向結(jié)構(gòu)的大型化、結(jié)構(gòu)的輕量化上發(fā)展，越來越多的航天器都帶有各

2、式各樣的大型撓性結(jié)構(gòu)，如大面積的太陽能電池陣、機械臂、大面積的雷達天線等。這些撓性結(jié)構(gòu)往往具有低頻、密模、強幾何非線性等動力學特征，其在外層空間特殊物理環(huán)境的作用下，在航天器本身做軌道機動、姿態(tài)機動以及撓性部件自身做伸展運動時，都將難以避免的產(chǎn)生撓性振動。這類振動會給航天器帶來嚴重的危害，輕則導致航天器任務失效，重則嚴重威脅航天器的安全，導致災難性的后果。因此，尋求一種既能進行姿態(tài)控制，又能抑制撓性結(jié)構(gòu)振動的強魯棒性的控制方法，具有非常

3、重要的理論意義和工程實際應用意義。針對撓性航天器姿態(tài)控制問題，為避免控制空間下的奇異性問題，采用四元數(shù)法來表示航天器姿態(tài)的運動學方程；運用拉格朗日方程為理論基礎，建立中心剛體并帶有撓性附件的復雜航天器動力學方程，最后給出了簡化的，基于混合坐標的撓性航天器的姿態(tài)動力學方程?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)控制作為控制系統(tǒng)的一種綜合方法，對滿足匹配條件的外部擾動和參數(shù)的不確定性不敏感，具有良好的魯棒性等優(yōu)點，這使得其備受重視，在航天器姿態(tài)控制上得到了廣泛的應用。

4、首先利用Lypaunov直接法，設計出了滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制器，并針對滑模變結(jié)構(gòu)控制中存在的抖振問題，進行了改進優(yōu)化；將滑模變結(jié)構(gòu)控制中原有的開關(guān)函數(shù)項，用“反正切”函數(shù)來代替，抑制系統(tǒng)內(nèi)的顫振；通過引入滯后項，來減小剛開始機動時，會需要較大的控制力矩，因此來削弱撓性附件的抖振。運用MATLAB軟件進行數(shù)值仿真，將仿真結(jié)果進行橫向?qū)Ρ?。最后結(jié)果表明，改進后的控制律相比傳統(tǒng)的控制律，擁有更好的性能，適用于撓性航天器實現(xiàn)更有效的姿態(tài)控制，并抑