衛(wèi)星姿態(tài)大角度機動的非線性控制律方法的研究.pdf

1、本文對基于反作用飛輪的衛(wèi)星大角度姿態(tài)機動控制系統(tǒng)的非線性方法進行了研究和實驗仿真。根據(jù)衛(wèi)星大角度姿態(tài)機動控制非線性的特點以及對控制系統(tǒng)的要求，通過非線性理論設計了三種控制器：基于Lyapunov的反饋控制器、變結構控制器和自適應魯棒控制器，并通過仿真驗證了控制律的實效性。
　　首先，用四元素方法代替歐拉角方法描述衛(wèi)星運動學模型的思想，進一步引入了誤差四元素描述衛(wèi)星姿態(tài)運動學模型，同時對衛(wèi)星姿態(tài)的轉化關系進行了推導說明，為本文進一步

2、的研究打下了模型的基礎。
　　然后，通過經(jīng)典的Lyapunov方法設計了控制律，從理論上嚴格縝密的證明了控制系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。在 Matlab環(huán)境下對不同的參數(shù)值和考慮慣量不確定性方面進行仿真驗證，最后得出控制律不依賴于參數(shù)值且具有良好的魯棒特性的結論。
　　其次，研究了基于變結構理論的控制律設計方法。在選擇切換面時，選用二次型最優(yōu)法，它保證了滑模運動在歐拉參數(shù)和角速度二次型性能指標方面最優(yōu)。同時將滑動模態(tài)的穩(wěn)定性進行了證明

3、，設計了基于一般趨近律的滑?？刂坡刹⑦M行了魯棒性分析；為了獲取飛行器大角度機動控制問題更好的性能，在噴氣控制輔助的條件下，進一步設計了以等效控制方法為基礎的滑?？刂坡?。最后對所設計的控制系統(tǒng)進行了仿真分析，從仿真結果看出，控制系統(tǒng)具有全局穩(wěn)定性和較好的魯棒性。等效控制方法設計的變結構控制有比基于趨近律方法設計的變結構有更好的性能。
　　最后，設計了一種自適應魯棒控制器，先是設計了控制律保證了系統(tǒng)運動的穩(wěn)定性，然后再根據(jù)自適應反步設