【摘要】：現(xiàn)代航天事業(yè)的發(fā)展,要求航天器具有較高的姿態(tài)控制精度,同時(shí)要求航天器的姿態(tài)能夠盡快地收斂到平衡點(diǎn)。然而,一方面航天器在軌工作時(shí)會(huì)受到來(lái)自內(nèi)外的多種干擾,包括來(lái)自外界的干擾力矩,以及航天器模型參數(shù)不確定帶來(lái)的影響,從而影響航天器的控制精度;另一方面,現(xiàn)有的很多研究成果都只能保證系統(tǒng)平衡點(diǎn)處的漸近穩(wěn)定,姿態(tài)控制誤差理論上需要無(wú)限長(zhǎng)的時(shí)間才能收斂到平衡點(diǎn)。針對(duì)以上問(wèn)題,本文將深入研究存在內(nèi)外部干擾的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制問(wèn)題,主要內(nèi)容包括如下的幾個(gè)方面:在傳統(tǒng)滑模面的基礎(chǔ)上,本文在滑模面中引入分?jǐn)?shù)次冪項(xiàng),設(shè)計(jì)了一種適用于航天器姿態(tài)跟蹤的新型終端滑模面。針對(duì)新型終端滑模面可能存在的奇異問(wèn)題,對(duì)其加以改進(jìn)得到非奇異終端滑模面。理論分析可知,改進(jìn)后的終端滑模面不存在奇異問(wèn)題,而且可以實(shí)現(xiàn)有限時(shí)間收斂至平衡點(diǎn)。本文運(yùn)用改進(jìn)的非奇異終端滑模面,設(shè)計(jì)了基于自適應(yīng)魯棒的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制器。通過(guò)引入三組自適應(yīng)參數(shù),實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)總干擾上界的實(shí)時(shí)在線估計(jì),將估計(jì)得到的系統(tǒng)總干擾上界應(yīng)用于控制器中的魯棒項(xiàng),使控制器設(shè)計(jì)時(shí)不需要已知內(nèi)外干擾信息。理論分析證明了該控制器的有限時(shí)間穩(wěn)定性,數(shù)值仿真表明該控制器具有較強(qiáng)的魯棒性和較高的控制精度。本文運(yùn)用改進(jìn)的非奇異終端滑模面,設(shè)計(jì)了基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制器。通過(guò)Chebyshev神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)總干擾的逼近,并在控制器中對(duì)系統(tǒng)總干擾加以補(bǔ)償,從而極大程度地避免了內(nèi)外干擾對(duì)姿態(tài)控制的影響。理論分析證明了該控制器的有限時(shí)間穩(wěn)定性,數(shù)值仿真表明該控制器實(shí)現(xiàn)了對(duì)姿態(tài)的高精度控制。針對(duì)基于自適應(yīng)魯棒的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制器和基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制器各自的控制性能特點(diǎn),通過(guò)引入切換函數(shù),兩種控制器分別在不同的控制階段發(fā)揮主導(dǎo)作用,設(shè)計(jì)得到了自適應(yīng)魯棒與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近相結(jié)合的航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制器。理論分析證明了該控制器的有限時(shí)間穩(wěn)定性,數(shù)值仿真表明該控制器充分發(fā)揮了兩種控制方法各自的優(yōu)勢(shì),控制器既有較快的收斂速度,又有很高的控制精度。
【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】：2019
【分類號(hào)】：V448.22
【圖文】：

基于自適應(yīng)魯棒的控制器的仿真結(jié)果（姿態(tài)穩(wěn)定控制，不考慮輸出力矩飽和）

- 34 -d)控制力矩圖 3-3 基于自適應(yīng)魯棒的控制器的仿真結(jié)果（姿態(tài)跟蹤控制，不考慮輸出力矩飽和）以上兩組圖分別展示了在姿態(tài)穩(wěn)定控制和姿態(tài)跟蹤控制時(shí)，應(yīng)用控制器(3-27)的姿態(tài)控制結(jié)果，包括航天器的誤差四元數(shù)、誤差角速度、滑模量以及控制力矩的變化情況。數(shù)值仿真分析可知，在存在內(nèi)外干擾的情況下，所設(shè)計(jì)的控制器可以使系統(tǒng)狀態(tài)誤差在有限時(shí)間內(nèi)收斂至原點(diǎn)附近的小鄰域內(nèi)。所設(shè)計(jì)的控制器通過(guò)引入自適應(yīng)參數(shù)和自適應(yīng)更新律，實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)總干擾上界的在線估計(jì)，使控制器設(shè)計(jì)時(shí)不再需要已知干擾信息；同時(shí)，將慣量矩陣與角速度的耦合項(xiàng)納入系統(tǒng)總干擾，使控制器中不含慣量矩陣，從而使航天器姿態(tài)控制避免受到系統(tǒng)參數(shù)的不確定性的影響。數(shù)值仿真表明，控制器具有較快的收斂速度、較高的控制精度及較強(qiáng)的魯棒性。針對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)跟蹤兩種控制情況，誤差四元數(shù)、誤差角速度和滑模量的控制精度，以及達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)的控制力矩大小如表 3-1 所示。

d)控制力矩圖 3-5 基于自適應(yīng)魯棒的控制器的仿真結(jié)果（姿態(tài)跟蹤控制，考慮輸出力矩飽和）以上兩組圖分別展示了考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩飽和時(shí)，針對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定控制和姿態(tài)跟蹤控制兩種情況，應(yīng)用控制器(3-27)的姿態(tài)控制結(jié)果，包括航天器的誤差四元數(shù)、誤差角速度、滑模量以及控制力矩的變化情況。執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩上下限 0.5N mau 和 0.5N mbu 的引入，使姿態(tài)收斂時(shí)間由原來(lái)的 5s 增加到50s ，這是控制力矩幅值受限減小的必然結(jié)果；但隨著姿態(tài)的收斂，控制律所得到的力矩幅值減小，執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩將不再飽和，因此執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩上下限的引入不會(huì)影響姿態(tài)控制精度。理論分析與數(shù)值仿真結(jié)果都表明，執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩上下限的引入增加了姿態(tài)收斂的時(shí)間，但并不會(huì)影響姿態(tài)控制的精度，在存在干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制力矩限制的情況下，所設(shè)計(jì)的控制器仍可以使系統(tǒng)狀態(tài)誤差在有限時(shí)間內(nèi)收斂至原點(diǎn)附近的小鄰域內(nèi)，仍可以達(dá)到如表 3-1所示的控制精度。三組自適應(yīng)參數(shù)實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)總干擾上界的估計(jì)，圖 3-6 展示了考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩飽和的情況下，應(yīng)用控制器(3-27)進(jìn)行姿態(tài)跟蹤控制時(shí)，三組自適

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本文編號(hào)：2812245