本文關(guān)鍵詞：通訊受限條件下航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法研究

  更多相關(guān)文章： 航天器編隊(duì)飛行 姿態(tài)控制 滑�？刂� 通訊延遲 通訊受限 自適應(yīng)控制

【摘要】：航天器編隊(duì)的姿態(tài)協(xié)同控制是應(yīng)用于航天器編隊(duì)飛行中的一項(xiàng)重要技術(shù),得到了國內(nèi)外眾多學(xué)者的關(guān)注。由于在軌航天器受到模型不確定性、外部擾動(dòng)和執(zhí)行器部分失效等因素的影響,設(shè)計(jì)具有較強(qiáng)魯棒性的姿態(tài)協(xié)同控制器是很有現(xiàn)實(shí)意義的。由于航天器間的信息交互受到編隊(duì)構(gòu)型等諸多因素的限制,在設(shè)計(jì)姿態(tài)協(xié)同控制器時(shí)必須考慮通訊受限的情況。因此,本文以航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制為研究背景,分別考慮通訊時(shí)延和僅部分成員航天器可與領(lǐng)航航天器進(jìn)行信息交互的通訊限制,應(yīng)用滑�？刂七M(jìn)行了控制器設(shè)計(jì)。首先,在每個(gè)成員航天器都可以獲得領(lǐng)航航天器姿態(tài)信息的情況下,分析航天器間的相對姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型,確定航天器間信息交流的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。通過設(shè)計(jì)積分型滑模面及PI控制器將模型中存在的不確定性、外部擾動(dòng)和執(zhí)行器部分失效等因素消除,得到無擾動(dòng)的標(biāo)稱系統(tǒng)。然后以標(biāo)稱系統(tǒng)為參考,在不存在通訊延遲的情況下,利用Lyapunov方法設(shè)計(jì)了帶有時(shí)變參數(shù)的控制器�？刂破魍ㄟ^對系統(tǒng)狀態(tài)量的實(shí)時(shí)測量來調(diào)整控制器參數(shù),在降低成員航天器間相對姿態(tài)誤差的同時(shí)保證系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性。在存在通訊延遲的情況下,利用姿態(tài)四元數(shù)與姿態(tài)角速度構(gòu)造附加變量并設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器,保證成員航天器系統(tǒng)狀態(tài)的漸進(jìn)穩(wěn)定性。通過數(shù)值仿真,驗(yàn)證了上述兩種控制器作用下系統(tǒng)的穩(wěn)定性;并分析了控制器中參數(shù)對控制效果的影響。在只有部分成員航天器可以獲得領(lǐng)航航天器姿態(tài)信息的情況下,本文首先基于一致性理論給出了有限時(shí)間穩(wěn)定的滑模觀測器。利用觀測器有限時(shí)間穩(wěn)定的性質(zhì),可以分別設(shè)計(jì)觀測器與控制器。然后通過已有的系統(tǒng)狀態(tài)量,給出了一種滑模變量,并證明了滑模變量位于滑模面上時(shí),系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性。接下來利用范數(shù)理論分析了滑模變量中參數(shù)的性質(zhì),并通過單位向量法設(shè)計(jì)了一種控制器。由于此控制器具有較強(qiáng)的抖振現(xiàn)象,且只能保證滑模變量穩(wěn)定到滑模面附近的一個(gè)鄰域內(nèi);本文又設(shè)計(jì)了帶有自適應(yīng)參數(shù)的Super-Twisting控制器,并利用二階系統(tǒng)的特點(diǎn)證明了系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性。最后,通過數(shù)值仿真,對觀測器與兩種控制器的進(jìn)行了驗(yàn)證。
【關(guān)鍵詞】：航天器編隊(duì)飛行 姿態(tài)控制 滑�？刂� 通訊延遲 通訊受限 自適應(yīng)控制
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V448.2
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-9
• 主要符號(hào)表9-10
• 第1章 緒論10-21
• 1.1 研究背景與研究意義10-11
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀11-18
• 1.2.1 航天器編隊(duì)研究現(xiàn)狀11-15
• 1.2.2 航天器編隊(duì)姿態(tài)控制技術(shù)研究現(xiàn)狀15-17
• 1.2.3 滑模控制方法綜述17-18
• 1.3 研究內(nèi)容與章節(jié)安排18-21
• 第2章 基本理論與系統(tǒng)模型21-28
• 2.1 坐標(biāo)系定義21-22
• 2.2 動(dòng)力學(xué)模型22-25
• 2.2.1 姿態(tài)的四元數(shù)描述22-23
• 2.2.2 動(dòng)力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)方程23-25
• 2.3 拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)25-26
• 2.4 滑�？刂苹驹�26-27
• 2.5 本章小結(jié)27-28
• 第3章 通訊時(shí)延條件下的航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制28-50
• 3.1 系統(tǒng)模型28-29
• 3.2 積分型滑�？刂破髟O(shè)計(jì)29-32
• 3.3 標(biāo)稱控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)32-39
• 3.3.1 無通訊時(shí)延情況下的標(biāo)稱控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)32-37
• 3.3.2 有通訊時(shí)延情況下的標(biāo)稱控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)37-39
• 3.4 數(shù)值仿真驗(yàn)證39-49
• 3.4.1 無通訊時(shí)延情況41-47
• 3.4.2 有通訊時(shí)延情況47-49
• 3.5 本章小結(jié)49-50
• 第4章 基于有限時(shí)間姿態(tài)角估計(jì)的編隊(duì)協(xié)同控制50-69
• 4.1 系統(tǒng)模型50-51
• 4.2 滑模觀測器設(shè)計(jì)51-53
• 4.3 控制器設(shè)計(jì)53-59
• 4.3.1 滑模面設(shè)計(jì)53-55
• 4.3.2 基于單位向量法的滑�？刂破髟O(shè)計(jì)55-57
• 4.3.3 基于Super-Twisting的滑�？刂破髟O(shè)計(jì)57-59
• 4.4 數(shù)值仿真驗(yàn)證59-68
• 4.4.1 基于單位向量法的控制器61-64
• 4.4.2 基于Super-Twisting的控制器64-68
• 4.5 本章小結(jié)68-69
• 結(jié)論69-71
• 參考文獻(xiàn)71-77
• 攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的論文及其他成果77-79
• 致謝79

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本文編號(hào)：732541