航天器姿態(tài)控制干擾抑制及振動(dòng)隔離問(wèn)題研究.pdf

1、當(dāng)今航天器的結(jié)構(gòu)日益復(fù)雜，執(zhí)行的任務(wù)越來(lái)越多種多樣，所面臨的干擾也越來(lái)越難以描述，航天器的姿態(tài)控制顯得愈發(fā)復(fù)雜和重要。一些任務(wù)要求航天器有很高的指向精度并且能夠快速機(jī)動(dòng)到位，另一些任務(wù)則需要航天器能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)給定軌跡的精確跟蹤。因此，研究一類(lèi)更加實(shí)用和有效的航天器姿態(tài)控制和干擾抑制算法顯得尤為重要。針對(duì)以上問(wèn)題，本文主要針對(duì)航天器姿態(tài)跟蹤控制中干擾抑制以及振動(dòng)隔離問(wèn)題展開(kāi)了了如下研究：
　　針對(duì)撓性航天器姿態(tài)跟蹤過(guò)程的干擾抑制問(wèn)題進(jìn)

2、行了研究。考慮由歐拉角描述法建立的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，設(shè)計(jì)了基于非線性干擾觀測(cè)器的軌跡線性化控制方案。軌跡線性化控制非常適合解決非線性的跟蹤問(wèn)題，且工程實(shí)用性強(qiáng)，但對(duì)干擾的抑制能力有限，因此使用干擾觀測(cè)器對(duì)干擾進(jìn)行反饋補(bǔ)償。由于歐拉角在特定的角度會(huì)發(fā)生奇異，因此，后續(xù)的姿態(tài)控制方案采用了基于四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。為了增強(qiáng)撓性航天器姿態(tài)跟蹤過(guò)程的魯棒性，設(shè)計(jì)了基于HJI理論的滑模魯棒控制器，并定義滑模函數(shù)為評(píng)價(jià)信號(hào)，采用系統(tǒng)的L2增益為性能

3、指標(biāo)，表征系統(tǒng)的抗干擾能力。理論分析和數(shù)值仿真都表明了該算法的有效性。前兩種控制算法都將動(dòng)力學(xué)模型中撓性附件與本體的耦合項(xiàng)當(dāng)做等效干擾，且沒(méi)有考慮實(shí)際工程中航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的不確定性。鑒于此，通過(guò)利用自適應(yīng)技術(shù)對(duì)不確定性進(jìn)行估計(jì)，設(shè)計(jì)了一類(lèi)自適應(yīng)滑模控制方案。上述三種控制算法都能使撓性航天器在有限時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)期望姿態(tài)的跟蹤，并能抑制外部干擾。
　　此外，鑒于空間任務(wù)對(duì)敏感載荷的指向精度要求越來(lái)越高，只對(duì)航天器本體進(jìn)行姿態(tài)控制已經(jīng)很難

4、滿足要求，需要對(duì)敏感載荷采取一定的隔振措施。本文在敏感載荷與振動(dòng)源之間加入Stewa rt平臺(tái)作為振動(dòng)隔離器，以最大程度地減少振動(dòng)源對(duì)敏感載荷的振動(dòng)傳遞。首先，本文進(jìn)行了敏感載荷的振動(dòng)隔離研究，針對(duì)以音圈電機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的立方體構(gòu)型的6自由度隔振Stewart平臺(tái)設(shè)計(jì)基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的PD主被動(dòng)隔振，與被動(dòng)隔振相比，平臺(tái)對(duì)寬頻帶內(nèi)的正弦信號(hào)干擾和隨機(jī)噪聲的隔振性能得到了提高。為了進(jìn)一步提高平臺(tái)的隔振性能，設(shè)計(jì)了基于反步法和滑?？刂频闹?/p>