控制受限的撓性航天器姿態(tài)容錯(cuò)控制.pdf

1、航天器在軌飛行任務(wù)中，一方面，由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)長期不斷地執(zhí)行在軌的各種控制操作，所導(dǎo)致的執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障已成為航天器控制系統(tǒng)失效的主要原因，而系統(tǒng)的失效，輕則導(dǎo)致精度、性能的降低，重則造成航天器失效；另一方面，燃料的消耗、有效載荷的運(yùn)動(dòng)以及撓性附件結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，致使航天器的慣量參數(shù)是時(shí)變的且不能精確獲知；同時(shí)在軌航天器又不可避免地受到各種外部干擾力矩與撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)干擾作用；此外，由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)自身的物理限制，導(dǎo)致其輸出是有界受限的，這種飽和特性的

2、存在將大大降低航天器姿態(tài)控制性能，嚴(yán)重時(shí)將導(dǎo)致閉環(huán)系統(tǒng)不穩(wěn)定，從而也將使整個(gè)航天任務(wù)失敗。因此針對(duì)上述問題，研究一類航天器在軌執(zhí)行任務(wù)過程中存在執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、不確定性、外部干擾以及控制輸入飽和非線性的魯棒容錯(cuò)控制技術(shù)便顯得十分重要。本論文結(jié)合國家自然科學(xué)基金、高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金等基礎(chǔ)研究課題，從理論和應(yīng)用兩方面對(duì)撓性航天器的動(dòng)力學(xué)建模、控制受限的撓性航天器姿態(tài)控制、魯棒容錯(cuò)姿態(tài)控制、撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)抑制等方面進(jìn)行了深入的研究，其

3、研究內(nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面。
　　根據(jù)歐拉定理分別建立了用歐拉角和四元數(shù)描述的撓性航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，并基于真-偽坐標(biāo)形式的Lagrange理論建立了撓性航天器的動(dòng)力學(xué)模型，給出了撓性航天器非線性、低階模態(tài)動(dòng)力學(xué)模型以便于后續(xù)姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析和設(shè)計(jì)。
　　針對(duì)撓性航天器存在參數(shù)不確定性、外部干擾以及控制力矩受限的姿態(tài)機(jī)動(dòng)問題，在基于非線性和低階模態(tài)的動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上，提出了一種將變結(jié)構(gòu)控制與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制相結(jié)合的智能魯棒

4、控制方法。該方法是一種僅利用姿態(tài)角速度反饋而無需撓性模態(tài)信息反饋的變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器的設(shè)計(jì)方法，其中，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近技術(shù)被用來補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和非線性。在此基礎(chǔ)上，又給出了一種改進(jìn)的自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器的設(shè)計(jì)方法，以克服確定不確定性和外干擾界函數(shù)上限的困難；基于Lyapunov穩(wěn)定性理論對(duì)兩類設(shè)計(jì)方法分析了滑動(dòng)模態(tài)的存在性及閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。通過與傳統(tǒng)控制方法控制性能相比，仿真結(jié)果表明兩種控制器在完成姿態(tài)機(jī)動(dòng)的同時(shí)，可有效地補(bǔ)償執(zhí)行

5、機(jī)構(gòu)的非線性飽和特性與抑制撓性附件的振動(dòng)。
　　針對(duì)一類航天器存在未知慣量參數(shù)、干擾力矩與執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效的姿態(tài)機(jī)動(dòng)問題，利用航天器上執(zhí)行機(jī)構(gòu)冗余的有效資源，提出了一種將自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)控制與時(shí)延技術(shù)相結(jié)合的魯棒容錯(cuò)控制方法，該方法在繼承變結(jié)構(gòu)魯棒控制優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，引入控制參數(shù)在線自適應(yīng)調(diào)整技術(shù)，提高了控制律對(duì)參數(shù)和干擾變化的自適應(yīng)能力，以克服確定這些界函數(shù)的困難；同時(shí)，利用時(shí)延技術(shù)的逼近能力來補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障，使得控制器對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的失效

6、具有很強(qiáng)的容錯(cuò)能力；對(duì)設(shè)計(jì)者而言，執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障信息不需要進(jìn)行在線的檢測(cè)和分離。將設(shè)計(jì)的控制器應(yīng)用于航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制，并與傳統(tǒng)控制方法控制性能相比，仿真結(jié)果表明該控制器能有效地抑制外部干擾、參數(shù)不確定性和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效的約束，在完成姿態(tài)調(diào)節(jié)控制的同時(shí)，具有良好的過渡過程品質(zhì)。
　　為了進(jìn)一步抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，在內(nèi)回路設(shè)計(jì)了應(yīng)變率反饋(SRF)補(bǔ)償器以增加撓性結(jié)構(gòu)阻尼，使撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)能夠很快衰減，以對(duì)撓性結(jié)構(gòu)進(jìn)行主動(dòng)振動(dòng)控制；在

7、上述研究的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步考慮控制存在輸入飽和受限的魯棒容錯(cuò)控制問題，提出了一類基于變結(jié)構(gòu)控制的主動(dòng)魯棒容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)方法。該設(shè)計(jì)在繼承變結(jié)構(gòu)控制的優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，顯式地引入執(zhí)行器輸出的飽和幅值，以確?？刂戚敵鲈谄湟蠼绲姆秶鷥?nèi)以避免飽和非線性對(duì)系統(tǒng)的影響，而且對(duì)設(shè)計(jì)者而言，執(zhí)行器故障信息不需要進(jìn)行在線的檢測(cè)和分離。此外，通過將基于應(yīng)變率反饋的振動(dòng)補(bǔ)償器與容錯(cuò)控制器相結(jié)合的復(fù)合主動(dòng)振動(dòng)容錯(cuò)控制方法應(yīng)用于航天器進(jìn)行仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明該控制器能有效