基于滑模变结构的挠性航天器姿态控制研究

发布时间：2017-11-24 05:29

  本文关键词：基于滑模变结构的挠性航天器姿态控制研究

  更多相关文章： 挠性航天器 姿态控制 误差四元数 滑模变结构控制 抖振抑制

【摘要】：随着航天技术的不断发展,新一代的航天器都有向结构的大型化、结构的轻量化上发展,越来越多的航天器都带有各式各样的大型挠性结构,如大面积的太阳能电池阵、机械臂、大面积的雷达天线等。这些挠性结构往往具有低频、密模、强几何非线性等动力学特征,其在外层空间特殊物理环境的作用下,在航天器本身做轨道机动、姿态机动以及挠性部件自身做伸展运动时,都将难以避免的产生挠性振动。这类振动会给航天器带来严重的危害,轻则导致航天器任务失效,重则严重威胁航天器的安全,导致灾难性的后果。因此,寻求一种既能进行姿态控制,又能抑制挠性结构振动的强鲁棒性的控制方法,具有非常重要的理论意义和工程实际应用意义。针对挠性航天器姿态控制问题,为避免控制空间下的奇异性问题,采用四元数法来表示航天器姿态的运动学方程;运用拉格朗日方程为理论基础,建立中心刚体并带有挠性附件的复杂航天器动力学方程,最后给出了简化的,基于混合坐标的挠性航天器的姿态动力学方程。滑模变结构控制作为控制系统的一种综合方法,对满足匹配条件的外部扰动和参数的不确定性不敏感,具有良好的鲁棒性等优点,这使得其备受重视,在航天器姿态控制上得到了广泛的应用。首先利用Lypaunov直接法,设计出了滑模变结构姿态控制器,并针对滑模变结构控制中存在的抖振问题,进行了改进优化;将滑模变结构控制中原有的开关函数项,用“反正切”函数来代替,抑制系统内的颤振;通过引入滞后项,来减小刚开始机动时,会需要较大的控制力矩,因此来削弱挠性附件的抖振。运用MATLAB软件进行数值仿真,将仿真结果进行横向对比。最后结果表明,改进后的控制律相比传统的控制律,拥有更好的性能,适用于挠性航天器实现更有效的姿态控制,并抑制了挠性附件的抖振,且控制器具有良好的鲁棒性。
【学位授予单位】：南昌航空大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2015
【分类号】：V448.22

【参考文献】

中国期刊全文数据库 前5条

1 熊延龄;日本 Adeos 卫星的失效分析及今后对策[J];国际太空;1998年07期

2 邱志成,张洪华;挠性悬臂板的变结构控制研究[J];航天控制;2001年04期

3 刘金琨;孙富春;;滑模变结构控制理论及其算法研究与进展[J];控制理论与应用;2007年03期

4 胡良军;刘付成;;大型卫星姿态机动的滑模变结构控制技术[J];上海航天;2011年01期

5 张洪华,黎康,赵宇;挠性卫星姿态快速机动控制[J];中国空间科学技术;2005年01期

中国硕士学位论文全文数据库 前1条

1 白圣建;挠性航天器的建模与控制方法研究[D];国防科学技术大学;2005年

，

本文编号：1221207