基于自抗擾控制技術(shù)的航天器姿態(tài)控制.pdf

1、當(dāng)航天器進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)或燃料消耗時(shí)，會(huì)造成轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的變化，從而引入模型不確定性。同時(shí)，在軌運(yùn)行的航天器還會(huì)受到多種干擾力矩的影響。因此，為了保證航天器能夠完成規(guī)定的姿態(tài)任務(wù)，航天器姿態(tài)控制器必須具有較強(qiáng)的魯棒性。本文基于此背景，采用自抗擾控制技術(shù)，給出了具有較強(qiáng)魯棒性的航天器姿態(tài)自抗擾控制器的設(shè)計(jì)方法。本文主要工作包括：
　　采用歐拉角來對(duì)航天器姿態(tài)進(jìn)行描述，并建立了航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型。當(dāng)航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量無法獲得時(shí)，航天器姿

2、態(tài)動(dòng)力學(xué)模型完全未知。將所有模型動(dòng)態(tài)和外部擾動(dòng)當(dāng)作總擾動(dòng)，從而將航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型解耦。此時(shí)，滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)通道完全獨(dú)立，從而可以對(duì)三個(gè)通道分別設(shè)計(jì)自抗擾控制器。最后以滾轉(zhuǎn)通道為例，分別給出了非線性自抗擾控制器和線性自抗擾控制器的設(shè)計(jì)方案。仿真結(jié)果驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控制器的有效性，并且說明其性能要優(yōu)于PD控制器。
　　當(dāng)航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量可以通過辨識(shí)等手段獲得時(shí)，可得到航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)標(biāo)稱模型。針對(duì)這種情況，將標(biāo)稱模型中的耦合項(xiàng)當(dāng)

3、作干擾項(xiàng)，與模型不確定性和外部擾動(dòng)一起作為總擾動(dòng)，從而將航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型解耦，因此可以對(duì)三個(gè)通道分別設(shè)計(jì)自抗擾控制器。然后以滾轉(zhuǎn)通道為例，介紹了非線性自抗擾控制器和線性自抗擾控制器的設(shè)計(jì)方法。最后，仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控制器的有效性。與未利用模型信息的自抗擾控制器相比，采用更小的狀態(tài)反饋控制律增益和擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器增益，便可獲得期望的性能。
　　由于目前航天器姿態(tài)大多數(shù)采用主動(dòng)控制，因此會(huì)存在執(zhí)行器飽和問題。本文采用抗飽和補(bǔ)償思