航天器編隊(duì)姿態(tài)協(xié)同控制方法研究.pdf

1、航天器編隊(duì)的姿態(tài)協(xié)同控制在空基干涉測(cè)量和合成孔徑成像等編隊(duì)任務(wù)中起著重要的作用，在近年來(lái)備受關(guān)注。由于模型不確定性，外界干擾，輸入飽和以及通訊鏈路延遲等不利因素的存在，在實(shí)際中難以得到滿意的協(xié)同控制性能。為了解決這個(gè)問題，本文研究了魯棒的姿態(tài)協(xié)同控制方法。論文的主要內(nèi)容如下：
　　研究了作為編隊(duì)協(xié)同控制基礎(chǔ)的單個(gè)航天器的姿態(tài)控制方法。針對(duì)撓性航天器的魯棒姿態(tài)調(diào)節(jié)問題，通過(guò)將姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)以及受控的動(dòng)力學(xué)方程轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)的奇異擾動(dòng)模型，設(shè)

2、計(jì)了基于MRP(Modified Rodrigues Parameters)的半全局穩(wěn)定的非線性 PID控制器；利用合適的Lyapunov函數(shù)，提出了常值干擾缺失以及存在情況下基于四元數(shù)和MRP的模型獨(dú)立控制器，這些控制器均全局收斂。為了解決更一般的跟蹤控制問題，根據(jù) Lyapunov方法提出了僅需要姿態(tài)和角速度信息且形式簡(jiǎn)單的魯棒控制器。采用恰當(dāng)?shù)腖yapunov函數(shù)以及必要的證明技巧，證明了模型不缺性和有界干擾存在下控制器的全局收斂

3、性。
　　基于上述研究，設(shè)計(jì)了基于MRP的對(duì)常值干擾魯棒的協(xié)同控制器。為了克服其對(duì)模型不確定敏感的缺陷，在 Lyapunov函數(shù)中融入了合適的參數(shù)估計(jì)變量，進(jìn)而得到了基于四元數(shù)和MRP的協(xié)同控制律。這些控制器對(duì)常值干擾和航天器之間的信息傳輸延遲同樣魯棒。根據(jù)Barbalat引理的一個(gè)推論，證明了所提出控制器對(duì)相應(yīng)閉環(huán)系統(tǒng)的吸引性。此外，討論了基于四元數(shù)的控制器在特殊情況下的應(yīng)用及撓性航天器編隊(duì)協(xié)同控制器的設(shè)計(jì)問題。
　　考慮

4、到進(jìn)一步獲得在一般有界干擾下仍然全局收斂的控制器，提高姿態(tài)協(xié)同控制的瞬態(tài)性能，選取了合適的協(xié)同變量，根據(jù) Lyapunov直接法得到了基于四元數(shù)和MRP的結(jié)構(gòu)清晰的變結(jié)構(gòu)控制算法。這些控制器對(duì)模型誤差，外界干擾及航天器間的通訊延遲均魯棒。為了恢復(fù)在協(xié)同中絕對(duì)運(yùn)動(dòng)控制和相對(duì)運(yùn)動(dòng)控制的均衡，提出了相應(yīng)的改進(jìn)控制器。此外，提出了具有全局收斂性的魯棒的飽和協(xié)同控制器，并且針對(duì)存在模型不確定性和有界干擾的撓性航天器編隊(duì)，設(shè)計(jì)了基于MRP的姿態(tài)協(xié)同

5、控制律。
　　由于姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程可以轉(zhuǎn)化為二階的Lagrange方程，基于這樣的一般性動(dòng)力學(xué)形式研究了協(xié)同控制問題。首先，提出了在模型不確定性和外界干擾下全局漸進(jìn)穩(wěn)定的協(xié)同控制律。接著，給出了其改進(jìn)形式。利用這些結(jié)論，解決了剛性航天器姿態(tài)協(xié)同和雙積分系統(tǒng)協(xié)同的控制問題。在一些特殊情況下，可以發(fā)現(xiàn)基于一般的Lagrange動(dòng)力學(xué)方程得到的控制器，其簡(jiǎn)化形式同樣能夠適用。
　　對(duì)于論文中提出的控制器，利用Matlab進(jìn)行