分離模塊航天器姿態(tài)控制和物理仿真關(guān)鍵技術(shù)研究.pdf

1、隨著空間技術(shù)的發(fā)展，分離模塊航天器憑借其廣闊的應(yīng)用前景受到了廣泛的關(guān)注。模塊航天器小型化、模塊化、低成本化、網(wǎng)絡(luò)化和易維護化的發(fā)展趨勢,對航天器動力學(xué)、姿態(tài)控制、物理仿真方面提出了巨大挑戰(zhàn)。本文深入研究了無速度信息模塊航天器姿態(tài)跟蹤控制技術(shù)、無速度信息的模塊航天編隊飛行姿態(tài)協(xié)同控制技術(shù)以及帶撓性附件的模塊航天器大角度機動快速姿態(tài)穩(wěn)定技術(shù)。提出了一系列解決問題的方法和物理仿真試驗方案，主要內(nèi)容如下：
　　首先，針對模塊航天器姿態(tài)快速

2、跟蹤問題，提出了傳統(tǒng)的類PD控制器，通過引入雙曲正切函數(shù)來達到變增益的目的，提高了系統(tǒng)的跟蹤精度。然后考慮到模塊航天器不再配置姿態(tài)角速度傳感器和執(zhí)行機構(gòu)飽和的情況，引入輔助四元數(shù)觀測器的方式來替代傳統(tǒng)控制器中的角速度項，設(shè)計了非線性控制律。該控制律不僅可以根據(jù)先驗信息有效抑制執(zhí)行機構(gòu)的飽和，而且還具有變增益的特點，極大的提高了系統(tǒng)動態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度。最后，分別考慮無擾動和有擾動情況下的姿態(tài)跟蹤問題，通過理論證明和數(shù)字仿真驗證了控制器的有

3、效性和優(yōu)越性。
　　其次，考慮到模塊航天器編隊飛行執(zhí)行復(fù)雜空間任務(wù)的需要，將無角速度信息的航天器姿態(tài)控制方法應(yīng)用于模塊航天器編隊飛行的姿態(tài)協(xié)同控制。考慮到模塊航天器不能獲得角速度信息的情況，引入單個航天器輔助四元數(shù)觀測器和航天器間相對輔助四元數(shù)觀測器，提出了模塊航天器編隊飛行姿態(tài)協(xié)同控制策略，使航天器編隊系統(tǒng)既保證航天器快速跟蹤期望姿態(tài)，又能保持航天器間姿態(tài)的一致性。最后進行了理論證明和數(shù)值仿真。
　　然后，針對模塊航天器執(zhí)

4、行大角度機動任務(wù)時的快速穩(wěn)定問題，根據(jù)無源性理論采用逆優(yōu)化設(shè)計方法設(shè)計了一種非線性輸出反饋控制器，并保證了閉環(huán)系統(tǒng)漸近穩(wěn)定。另外，為了避免角速率傳感器失效帶來的風(fēng)險，設(shè)計了無速度信息的模塊航天器姿態(tài)機動控制算法。針對系統(tǒng)參數(shù)的不確定性，提出了變結(jié)構(gòu)控制結(jié)合RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補償?shù)膹?fù)合控制策略，最后理論證明和數(shù)值仿真驗證了方法的正確性和有效性。
　　最后，針對模塊航天器模型驗證和系統(tǒng)控制方案的物理仿真需要，作者設(shè)計并研制了航天器有效載荷