【摘要】：眾所周知,為了減小航天器的質(zhì)量,延長其使用壽命,對于某些復(fù)雜且精度要求高的空間任務(wù),如對地觀測和衛(wèi)星交會等,撓性航天器扮演著越來越重要的角色。同時,作為撓性航天器的執(zhí)行機構(gòu),單框架控制力矩陀螺(Single Gimbal ControllMoment Gyros,SGCMGs)憑借其輸出力矩大和動態(tài)性能較好等優(yōu)點,已被廣泛應(yīng)用于航天器姿態(tài)機動控制。本文針對SGCMGs驅(qū)動的撓性航天器大角度姿態(tài)快速機動快速穩(wěn)定的控制要求,研究SGCMG框架伺服系統(tǒng)跟蹤控制、SGCMGs操縱律設(shè)計及考慮SGCMGs動力學(xué)的撓性航天器姿態(tài)控制方法。主要內(nèi)容和創(chuàng)新點如下:針對帶有未知慣量參數(shù)、外部干擾及摩擦非線性的SGCMG框架伺服系統(tǒng),結(jié)合自適應(yīng)控制、魯棒控制和有限時間控制的方法,為保證系統(tǒng)跟蹤誤差能夠在有限時間內(nèi)收斂,設(shè)計了一種有限時間自適應(yīng)魯棒控制器,對參數(shù)攝動具有較好的魯棒性且抑制了外部干擾對系統(tǒng)的影響,實現(xiàn)了框架伺服系統(tǒng)高精度跟蹤控制。進一步地,為了對摩擦非線性進行處理,設(shè)計帶有期望補償?shù)淖赃m應(yīng)魯棒控制器,同時減小測量信號噪聲及外部干擾對系統(tǒng)的不利影響。理論分析和仿真結(jié)果驗證了所提控制算法的有效性。針對SGCMGs構(gòu)型奇異問題,為保證較好的力矩輸出精度,在魯棒偽逆操縱律的基礎(chǔ)上,結(jié)合奇異值分解的方法,提出了一種改進的變魯棒系數(shù)SGCMGs偽逆操縱律,較好地兼顧SGCMGs的奇異逃避能力和力矩輸出精度。為評價操縱律的力矩輸出性能,定義了輸出力矩誤差平方和性能指標(biāo)。SGCMGs系統(tǒng)和撓性航天器大角度姿態(tài)機動仿真驗證了所提操縱律的有效性。針對SGCMGs驅(qū)動的撓性航天器姿態(tài)控制問題,為減小航天器未知轉(zhuǎn)動慣量、剛?cè)狁詈献饔眉巴獠扛蓴_對姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響,同時考慮SGCMGs動力學(xué),設(shè)計了一種SGCMGs驅(qū)動的撓性航天器自適應(yīng)姿態(tài)控制器,對參數(shù)攝動具有較好的魯棒性且對外部干擾具有較好的抑制能力。進一步地,為解決執(zhí)行機構(gòu)摩擦非線性對系統(tǒng)的不利影響,設(shè)計了一種基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的撓性航天器自適應(yīng)姿態(tài)控制器。為進一步放寬對干擾及耦合效應(yīng)上界已知的假設(shè)條件,提出了一種不依賴干擾上界信息的魯棒自適應(yīng)姿態(tài)控制器。通過Lyapunov穩(wěn)定性理論分析和證明了以上三種方法閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性,仿真驗證了所提算法的有效性。針對SGCMGs同時存在摩擦非線性和電磁擾動力矩,撓性航天器系統(tǒng)存在未知轉(zhuǎn)動慣量及外部干擾等問題,提出了一種有限時間自適應(yīng)魯棒姿態(tài)控制器,分別設(shè)計自適應(yīng)更新律對SGCMGs及航天器未知參數(shù)、未知干擾上界進行估計和補償,使得控制器的設(shè)計不依賴參數(shù)信息,同時減小外部干擾對系統(tǒng)的不利影響。應(yīng)用Lyapunov穩(wěn)定性理論,證明了閉環(huán)系統(tǒng)姿態(tài)角誤差和姿態(tài)角速度誤差在有限時間內(nèi)收斂到原點附近的鄰域內(nèi)。對撓性航天器姿態(tài)機動控制的仿真結(jié)果表明,所提控制器可滿足撓性航天器快速機動快速穩(wěn)定的控制要求。
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V448.22
【圖文】：

為了降低航天器發(fā)射成本和延長航天器在軌壽命，現(xiàn)代大型航天器的構(gòu)形大多是逡逑中心主剛體帶若干大尺度的附件，如太陽電池帆板、通信天線或遙感天線等，后者的逡逑伸展空間遠大于中心主剛體，且多為撓性結(jié)構(gòu)，圖１．３中（ａ）－（ｃ）分別為美國長曲棍球逡逑偵察衛(wèi)星、法國太陽神軍用衛(wèi)星和日本ＥＴＳ－Ｖｍ通信衛(wèi)星。以日本ＥＴＳ－ＶＩＩｌ通信衛(wèi)逡逑星為例，衛(wèi)星總重為３噸，安裝有兩個大型可展開天線反射器和兩個太陽能帆板。衛(wèi)逡逑星本體尺寸為７．３ｍ＞＜２．４５ｍ＞＜２．３５ｍ，當(dāng)天線和帆板展開后其直徑達４０ｍ左右，每一個逡逑天線反射器和一個網(wǎng)球場大小相當(dāng)。撓性結(jié)構(gòu)具有柔性大、剛度低、弱阻尼、頻率低逡逑和模態(tài)密集的特點。航天器姿態(tài)機動會引起撓性附件的持續(xù)振動，且該振動難以自行逡逑衰減，并通過剛?cè)狁詈弦鸷教炱鞅倔w姿態(tài)振蕩，嚴重影響姿態(tài)控制性能，甚至導(dǎo)致逡逑撓性附件結(jié)構(gòu)疲勞損壞。１９５８年美國的Ｅｘｐｌｏｒｅｒ邋Ｉ因天線彈性振動問題導(dǎo)致入軌后失逡逑穩(wěn)；１９８２年日本發(fā)射技術(shù)實驗衛(wèi)星因帆板振動影響了衛(wèi)星姿態(tài)導(dǎo)致其失效１９９０逡逑年美國哈勃望遠鏡也由于熱變形引起彈性振動而無法保證姿態(tài)機動后的穩(wěn)定度，造成逡逑成像模糊１Ｍ。因此，撓性附件振動抑制問題也日益成為撓性航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域亟待逡逑解決的問題。逡逑２逡逑

統(tǒng)進行研宄，其中包含ＳＧＣＭＧ框架伺服系統(tǒng)自適應(yīng)魯棒控制、ＳＧＣＭＧｓ操縱律設(shè)逡逑計及ＳＧＣＭＧｓ驅(qū)動的撓性航天器姿態(tài)控制器設(shè)計問題。ＳＧＣＭＧｓ驅(qū)動的航天器系統(tǒng)逡逑控制系統(tǒng)原理圖如圖１．４所示。逡逑］邐Ｉ逡逑期Ｈ邋眺槔邐＿＾｜ｓｇｃｍｇ．［－�。浚姡薄�？逡逑＿ａ邐Ｉ邋—“邐｜逡逑Ｉ邐｜邐ｊ邐Ｉ逡逑圖丨．４邋ＳＧＣＭＧｓ驅(qū)動的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)原理圖逡逑論文結(jié)構(gòu)安排如圖１．５所示。逡逑１３逡逑

２．３．２邋ＳＧＣＭＧ力矩輸出原理逡逑ＳＧＣＭＧ作為一種基于角動量交換原理的執(zhí)行機構(gòu)，憑借其諸多優(yōu)點已被廣泛應(yīng)逡逑用于航天器姿態(tài)控制中。ＳＧＣＭＧ力矩輸出原理如圖２．４所示。ＳＧＣＭＧ由框架與動逡逑量飛輪構(gòu)成，動量飛輪以正交方式安裝在單軸框架上，框架軸與動量軸垂直，框架可逡逑以繞基座轉(zhuǎn)動。飛輪以角速度Ｏ勻速轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生角動量Ａ，同時框架以角速度ｊ帶動逡逑飛輪轉(zhuǎn)動，使飛輪角動量的方向發(fā)生變化，產(chǎn)生的陀螺輸出力矩ｒ為逡逑ｔ邋－邋－Ｓｘｈ邋＝邋－｛＾Ｓｇ＾ｘ＾ｈａｓ）邋＝邋－（Ｓｈ＾邋ｊ／邐（２．１１）逡逑其中＆邋．Ｖ，／分別為坐標(biāo)軸單位向量，NB為陀螺產(chǎn)生的角動量幅值。逡逑Ｓ邋ｎ逡逑ａ－？ｘ邋＊逡逑圖２．４邋ＳＧＣＭＧ力矩輸出原理逡逑２．３．３金字塔構(gòu)型ＳＧＣＭＧｓ動力學(xué)模型逡逑為實現(xiàn)航天器姿態(tài)機動，需使用多個ＳＧＣＭＧ實現(xiàn)航天器三自由度控制。常用的逡逑ＳＧＣＭＧｓ構(gòu)型有金字塔構(gòu)型和五棱錐構(gòu)型等，考慮構(gòu)型效益、失效效益和可控效益逡逑等性能并保證較小的角動量損失量，本文考慮經(jīng)典的金字塔構(gòu)型ＳＧＣＭＧｓ作為航天逡逑器執(zhí)行機構(gòu)

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本文編號：2793801