【摘要】：航天器的姿態(tài)和軌道控制是現(xiàn)代航天技術(shù)中的一個(gè)重要研究方向,被廣泛應(yīng)用于交會(huì)對(duì)接、繞飛等任務(wù)中。隨著航天活動(dòng)中需求的增長(zhǎng),姿態(tài)和軌道控制器的性能要求亦逐步提高。在指定的時(shí)間內(nèi)收斂到指定位置的控制因?yàn)榫哂惺諗靠�、精度高的�?yōu)點(diǎn),受到人們廣泛的關(guān)注。另外,隨著姿態(tài)和軌道相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制精度要求的提高,姿態(tài)和軌道的耦合現(xiàn)象也受到了越來越多的關(guān)注。本文針對(duì)上述問題的難點(diǎn)和熱點(diǎn)在理論上做了深入地研究。首先,給出了忽略相互耦合的單獨(dú)姿態(tài)模型和單獨(dú)軌道模型,其中姿態(tài)模型采用四元數(shù)描述,軌道運(yùn)動(dòng)模型以目標(biāo)航天器的軌道系為參考系。進(jìn)一步地,以在太空中執(zhí)行追蹤任務(wù)的航天器的體系為參考標(biāo)系建立了六自由度姿軌耦合模型。其次,針對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定問題,基于滑模變結(jié)構(gòu)理論在擾動(dòng)上界已知的條件下,提供了指數(shù)收斂的控制器。另外,為了處理外界環(huán)境的擾動(dòng)的具體界不可知和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不精確知道的情形,基于滑模和自適應(yīng)控制設(shè)計(jì)了魯棒的指數(shù)收斂控制器。最后給出了上述控制方法的嚴(yán)格證明和仿真驗(yàn)證。然后,針對(duì)航天器軌道相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制問題,基于終端滑�？刂评碚摵妥赃m應(yīng)控制在擾動(dòng)上界已知和擾動(dòng)上界未知以及航天器質(zhì)量存在不確定性的情況下,分別設(shè)計(jì)了航天器相對(duì)軌道在指定時(shí)間內(nèi)收斂到指定位置的控制方案。最后給出了上述控制方法的嚴(yán)格證明和仿真驗(yàn)證。最后,在上述研究的基礎(chǔ)上,把航天器相對(duì)軌道有限時(shí)間控制推廣到航天器姿態(tài)和軌道耦合時(shí)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制,并給出了嚴(yán)格的證明和仿真驗(yàn)證。
[Abstract]:......
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V448.2

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