【摘要】：航天器姿態(tài)與軌道的高性能控制,是我國(guó)開(kāi)展空間活動(dòng)乃至未來(lái)進(jìn)行深空探測(cè)的重要依靠。為了保證在軌服務(wù)航天任務(wù)的順利進(jìn)行,亟需設(shè)計(jì)可靠的控制算法使航天器在復(fù)雜的空間環(huán)境中更加持久、穩(wěn)定、高質(zhì)量地在軌運(yùn)行。本文著力于兩航天器編隊(duì)系統(tǒng)的六自由度相對(duì)姿態(tài)與軌道運(yùn)動(dòng)控制問(wèn)題,相關(guān)控制策略可以廣泛應(yīng)用于多種近距離操作航天任務(wù),如抓捕、�？俊⒗@飛接近、伴飛、燃料供給等。首先采用對(duì)偶四元數(shù)描述目標(biāo)航天器與服務(wù)航天器間的相對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)和軌道運(yùn)動(dòng),并建立了航天器姿軌一體化運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型。隨后針對(duì)實(shí)際工程中的服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器間線速度與角速度不可量測(cè)問(wèn)題、服務(wù)航天器質(zhì)量與慣量存在不確定性問(wèn)題,設(shè)計(jì)了多種六自由度自抗擾控制方法。為避免傳統(tǒng)描述方法中通常忽略姿態(tài)與軌道的耦合影響問(wèn)題,本文采用對(duì)偶四元數(shù)數(shù)學(xué)工具同時(shí)描述航天器的軌道運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng),并在對(duì)偶代數(shù)框架內(nèi)進(jìn)行航天器姿軌一體化運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)建模,相較于其他螺旋運(yùn)動(dòng)的描述參數(shù),其表達(dá)形式更為精煉,且避免了姿態(tài)與軌道運(yùn)動(dòng)參數(shù)間的繁雜混合運(yùn)算問(wèn)題。針對(duì)服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器間線速度與角速度信息不可量測(cè)的姿軌控制問(wèn)題,設(shè)計(jì)了基于對(duì)偶四元數(shù)的六自由度擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器,以得到高精度相對(duì)線速度與相對(duì)角速度的估計(jì)值,并利用擴(kuò)張量對(duì)來(lái)自空間環(huán)境和非空間環(huán)境的干擾進(jìn)行觀測(cè)及補(bǔ)償,隨后根據(jù)其提供的重構(gòu)信息設(shè)計(jì)了誤差反饋率。然而,目前應(yīng)用的傳統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的收斂速度慢且濾波性能差,本文將跟蹤微分器具有收斂性和濾波性能的思想引入,設(shè)計(jì)了快速收斂且具有濾波性能的全狀態(tài)六自由度擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器。最后,通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證當(dāng)線速度與角速度信息不可量測(cè)時(shí)的航天器姿軌自抗擾控制方法的有效性。針對(duì)服務(wù)航天器質(zhì)量與慣量參數(shù)存在不確定性時(shí)的姿軌控制問(wèn)題,設(shè)計(jì)了航天器姿軌系統(tǒng)自抗擾廣義預(yù)測(cè)控制器,首先利用全狀態(tài)六自由度擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)航天器姿軌系統(tǒng)不同于積分串聯(lián)型部分進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償,從而將原非線性對(duì)象轉(zhuǎn)化為標(biāo)準(zhǔn)的積分串聯(lián)型,隨后利用廣義預(yù)測(cè)控制方法針對(duì)處理后的航天器姿軌積分串聯(lián)型系統(tǒng)設(shè)計(jì)虛擬控制率,即通過(guò)分析Dioaphantine方程的求解過(guò)程,直接獲得階躍系數(shù)矩陣的解析解形式,并求出自抗擾廣義預(yù)測(cè)最優(yōu)控制率。該控制方案避免了自抗擾控制策略中控制器參數(shù)固定且自適應(yīng)性差,以及廣義預(yù)測(cè)控制策略中因參數(shù)辨識(shí)增加的閉環(huán)系統(tǒng)隨機(jī)性和非線性等問(wèn)題。最后,仿真驗(yàn)證了所提出的考慮參數(shù)不確定性的航天器姿軌自抗擾廣義預(yù)測(cè)控制方法的有效性。
【學(xué)位授予單位】：吉林大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V448.2
【圖文】：

2（c） 神州十一號(hào)與天宮二號(hào)交會(huì)對(duì)接 （d） 棱鏡任務(wù)圖 1.1 在軌服務(wù)運(yùn)動(dòng)示意圖空間自主在軌服務(wù)中，姿態(tài)與軌道的高性能控制是航天器執(zhí)行任務(wù)時(shí)平穩(wěn)可靠運(yùn)行的重要保障，是我國(guó)開(kāi)展空間活動(dòng)乃至未來(lái)進(jìn)行深空探測(cè)的重要依靠>@，因此對(duì)航天器姿軌系統(tǒng)的控制具有較高要求，一方面要求兩航天器編隊(duì)系統(tǒng)姿態(tài)與軌道的收斂速度、收斂精度等動(dòng)態(tài)特性較好；另一方面，來(lái)自復(fù)雜空間環(huán)境、非合作目標(biāo)航天器線速度與角速度不可量測(cè)、航天器運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模型中未建模動(dòng)態(tài)、服務(wù)航天器質(zhì)量與慣量參數(shù)存在不確定性等因素嚴(yán)重影響其控制品質(zhì)。因此必須研究先進(jìn)的控制理論來(lái)保證航天器姿軌控制系統(tǒng)的魯棒性、高精度以及時(shí)效性。本文以《國(guó)家中長(zhǎng)期科學(xué)和技術(shù)發(fā)展規(guī)劃綱要》中十六個(gè)重大專項(xiàng)之一的“載人航天與探月工程”國(guó)家戰(zhàn)略需求為牽引，以空間在軌服務(wù)衛(wèi)星任務(wù)需求為指導(dǎo)，旨在提出存在線速度與角速度不可量測(cè)問(wèn)題、航天器質(zhì)量與慣量參數(shù)不確定問(wèn)題時(shí)，空間

品質(zhì)控制的工程實(shí)現(xiàn)奠定理論研究基礎(chǔ)，提高未來(lái)航空任務(wù)的可靠性。本研究課題來(lái)源于國(guó)家 973 項(xiàng)目《空間合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)再現(xiàn)中跨尺度控制的前學(xué)問(wèn)題》。1.2 航天器姿態(tài)與軌道的研究現(xiàn)狀具有良好動(dòng)態(tài)特性的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)是航天器生存和圓滿完成任務(wù)的必要條件天器的在軌運(yùn)動(dòng)是一種六自由度運(yùn)動(dòng)，對(duì)剛體航天器六自由度運(yùn)動(dòng)的研究通常將解為質(zhì)心的平動(dòng)和繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)兩部分，即軌道運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。一、航天器姿態(tài)控制方法研究現(xiàn)狀依據(jù)不同的航天任務(wù)，姿態(tài)控制被分為姿態(tài)調(diào)節(jié)和姿態(tài)跟蹤控制>@，姿態(tài)調(diào)節(jié)為使航天器姿態(tài)在平衡點(diǎn)附近振動(dòng)；姿態(tài)跟蹤目的為使航天器系統(tǒng)的輸出跟蹤上的期望軌跡，相較于姿態(tài)調(diào)節(jié)更為復(fù)雜和難以處理。常見(jiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)如圖 1.2

Zou A M 提出了基于有限時(shí)間觀測(cè)器的有限時(shí)間輸出反饋控制器，并證明了該非觀測(cè)器可以在有限時(shí)間內(nèi)穩(wěn)定以及狀態(tài)量具有收斂性>@。Wu S 等人針對(duì)撓性航天在擾動(dòng)、參數(shù)不確定性和傳感器與執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置不精確的情況下多目標(biāo)姿態(tài)跟蹤設(shè)計(jì)了含有輸出反饋和前饋的魯棒H∞控制器，輸出反饋分量用于保證控制系統(tǒng)前饋分量驅(qū)動(dòng)姿態(tài)跟蹤運(yùn)動(dòng)所需速度>@。此外，滑�？刂频纫苍谧藨B(tài)調(diào)節(jié)以及姿態(tài)控制中有廣泛的應(yīng)用>@。二、航天器軌道控制方法研究現(xiàn)狀依據(jù)不同的控制力輸出方式，航天器軌道控制被分為脈沖式和連續(xù)推力軌道控脈沖式軌道控制利用推進(jìn)器的短時(shí)速度增量進(jìn)行軌道控制，連續(xù)推力控制利用推長(zhǎng)時(shí)間進(jìn)行工作，而非脈沖式的短時(shí)間控制作用。常見(jiàn)軌道控制系統(tǒng)如圖 1.3 所

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本文編號(hào)：2772101