SGCMGs驱动的挠性航天器姿态机动控制方法研究

发布时间：2020-08-15 07:27

【摘要】：众所周知,为了减小航天器的质量,延长其使用寿命,对于某些复杂且精度要求高的空间任务,如对地观测和卫星交会等,挠性航天器扮演着越来越重要的角色。同时,作为挠性航天器的执行机构,单框架控制力矩陀螺(Single Gimbal ControllMoment Gyros,SGCMGs)凭借其输出力矩大和动态性能较好等优点,已被广泛应用于航天器姿态机动控制。本文针对SGCMGs驱动的挠性航天器大角度姿态快速机动快速稳定的控制要求,研究SGCMG框架伺服系统跟踪控制、SGCMGs操纵律设计及考虑SGCMGs动力学的挠性航天器姿态控制方法。主要内容和创新点如下:针对带有未知惯量参数、外部干扰及摩擦非线性的SGCMG框架伺服系统,结合自适应控制、鲁棒控制和有限时间控制的方法,为保证系统跟踪误差能够在有限时间内收敛,设计了一种有限时间自适应鲁棒控制器,对参数摄动具有较好的鲁棒性且抑制了外部干扰对系统的影响,实现了框架伺服系统高精度跟踪控制。进一步地,为了对摩擦非线性进行处理,设计带有期望补偿的自适应鲁棒控制器,同时减小测量信号噪声及外部干扰对系统的不利影响。理论分析和仿真结果验证了所提控制算法的有效性。针对SGCMGs构型奇异问题,为保证较好的力矩输出精度,在鲁棒伪逆操纵律的基础上,结合奇异值分解的方法,提出了一种改进的变鲁棒系数SGCMGs伪逆操纵律,较好地兼顾SGCMGs的奇异逃避能力和力矩输出精度。为评价操纵律的力矩输出性能,定义了输出力矩误差平方和性能指标。SGCMGs系统和挠性航天器大角度姿态机动仿真验证了所提操纵律的有效性。针对SGCMGs驱动的挠性航天器姿态控制问题,为减小航天器未知转动惯量、刚柔耦合作用及外部干扰对姿态控制系统的影响,同时考虑SGCMGs动力学,设计了一种SGCMGs驱动的挠性航天器自适应姿态控制器,对参数摄动具有较好的鲁棒性且对外部干扰具有较好的抑制能力。进一步地,为解决执行机构摩擦非线性对系统的不利影响,设计了一种基于RBF神经网络的挠性航天器自适应姿态控制器。为进一步放宽对干扰及耦合效应上界已知的假设条件,提出了一种不依赖干扰上界信息的鲁棒自适应姿态控制器。通过Lyapunov稳定性理论分析和证明了以上三种方法闭环控制系统的稳定性,仿真验证了所提算法的有效性。针对SGCMGs同时存在摩擦非线性和电磁扰动力矩,挠性航天器系统存在未知转动惯量及外部干扰等问题,提出了一种有限时间自适应鲁棒姿态控制器,分别设计自适应更新律对SGCMGs及航天器未知参数、未知干扰上界进行估计和补偿,使得控制器的设计不依赖参数信息,同时减小外部干扰对系统的不利影响。应用Lyapunov稳定性理论,证明了闭环系统姿态角误差和姿态角速度误差在有限时间内收敛到原点附近的邻域内。对挠性航天器姿态机动控制的仿真结果表明,所提控制器可满足挠性航天器快速机动快速稳定的控制要求。
【学位授予单位】：南京理工大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V448.22
【图文】：

挠性航天器,姿态机动,航天器,控制问题

为了降低航天器发射成本和延长航天器在轨寿命，现代大型航天器的构形大多是逡逑中心主刚体带若干大尺度的附件，如太阳电池帆板、通信天线或遥感天线等，后者的逡逑伸展空间远大于中心主刚体，且多为挠性结构，图１．３中（ａ）－（ｃ）分别为美国长曲棍球逡逑侦察卫星、法国太阳神军用卫星和日本ＥＴＳ－Ｖｍ通信卫星。以日本ＥＴＳ－ＶＩＩｌ通信卫逡逑星为例，卫星总重为３吨，安装有两个大型可展开天线反射器和两个太阳能帆板。卫逡逑星本体尺寸为７．３ｍ＞＜２．４５ｍ＞＜２．３５ｍ，当天线和帆板展开后其直径达４０ｍ左右，每一个逡逑天线反射器和一个网球场大小相当。挠性结构具有柔性大、刚度低、弱阻尼、频率低逡逑和模态密集的特点。航天器姿态机动会引起挠性附件的持续振动，且该振动难以自行逡逑衰减，并通过刚柔耦合引起航天器本体姿态振荡，严重影响姿态控制性能，甚至导致逡逑挠性附件结构疲劳损坏。１９５８年美国的Ｅｘｐｌｏｒｅｒ邋Ｉ因天线弹性振动问题导致入轨后失逡逑稳；１９８２年日本发射技术实验卫星因帆板振动影响了卫星姿态导致其失效１９９０逡逑年美国哈勃望远镜也由于热变形引起弹性振动而无法保证姿态机动后的稳定度，造成逡逑成像模糊１Ｍ。因此，挠性附件振动抑制问题也日益成为挠性航天器姿态控制领域亟待逡逑解决的问题。逡逑２逡逑

绪论,组织结构图,论文,论文结构

统进行研宄，其中包含ＳＧＣＭＧ框架伺服系统自适应鲁棒控制、ＳＧＣＭＧｓ操纵律设逡逑计及ＳＧＣＭＧｓ驱动的挠性航天器姿态控制器设计问题。ＳＧＣＭＧｓ驱动的航天器系统逡逑控制系统原理图如图１．４所示。逡逑］逦Ｉ逡逑期Ｈ邋眺槔逦＿＾｜ｓｇｃｍｇ．［－！－？｜逦１——？逡逑＿ａ逦Ｉ邋—“逦｜逡逑Ｉ逦｜逦ｊ逦Ｉ逡逑图丨．４邋ＳＧＣＭＧｓ驱动的航天器姿态控制系统原理图逡逑论文结构安排如图１．５所示。逡逑１３逡逑

原理图,力矩,原理,构型

２．３．２邋ＳＧＣＭＧ力矩输出原理逡逑ＳＧＣＭＧ作为一种基于角动量交换原理的执行机构，凭借其诸多优点已被广泛应逡逑用于航天器姿态控制中。ＳＧＣＭＧ力矩输出原理如图２．４所示。ＳＧＣＭＧ由框架与动逡逑量飞轮构成，动量飞轮以正交方式安装在单轴框架上，框架轴与动量轴垂直，框架可逡逑以绕基座转动。飞轮以角速度Ｏ匀速转动，产生角动量Ａ，同时框架以角速度ｊ带动逡逑飞轮转动，使飞轮角动量的方向发生变化，产生的陀螺输出力矩ｒ为逡逑ｔ邋－邋－Ｓｘｈ邋＝邋－｛＾Ｓｇ＾ｘ＾ｈａｓ）邋＝邋－（Ｓｈ＾邋ｊ／逦（２．１１）逡逑其中＆邋．Ｖ，／分别为坐标轴单位向量，NB为陀螺产生的角动量幅值。逡逑Ｓ邋ｎ逡逑ａ－？ｘ邋＊逡逑图２．４邋ＳＧＣＭＧ力矩输出原理逡逑２．３．３金字塔构型ＳＧＣＭＧｓ动力学模型逡逑为实现航天器姿态机动，需使用多个ＳＧＣＭＧ实现航天器三自由度控制。常用的逡逑ＳＧＣＭＧｓ构型有金字塔构型和五棱锥构型等，考虑构型效益、失效效益和可控效益逡逑等性能并保证较小的角动量损失量，本文考虑经典的金字塔构型ＳＧＣＭＧｓ作为航天逡逑器执行机构

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