基于有限时间稳定的航天器近距离交会控制

发布时间：2020-10-18 21:13

　　 交会控制是航天领域重要的技术之一,且具有十分广泛的应用,如在轨服务、大型空间结构组装和空间拦截等。在以上任务中,航天器姿态和位置控制是交会任务成功与否的关键。随着空间任务需求的多样化和复杂化,对航天器姿态和位置控制的要求也在不断增加。特别是在一些新型的航天任务中目标可能处于转动状态,但航天器姿态和位置在快速机动的同时还需满足高精度高稳定度要求,以致在系统控制器设计时必须考虑姿态和位置之间强耦合关系。因此,航天器的姿态控制、位置控制和位置姿态一体化控制等问题研究具有非常重要的理论意义和工程应用价值。本论文在综述国内外相关领域发展现状基础上,针对航天器上述控制问题,结合有限时间控制能有效提高系统状态收敛性及控制精度等性能的优势,并考虑航天器所受的外界干扰、执行机构故障和角速度或速度不可测量等因素,研究具有快速收敛特性和鲁棒稳定性的有限时间控制或固定时间控制方案设计。基于上述分析,本论文的主要章节研究内容概括如下:研究目标航天器姿态相对静止时的追踪航天器相对姿态控制。考虑高精度姿态控制是实现高性能位置控制的基础,设计了基于加幂积分的固定时间姿态控制器,并对闭环系统稳定性进行理论分析,证明了在无干扰等不确定性情况下相对姿态及相对角速度可在有限时间内收敛到原点且具有收敛时间上界与系统状态初值无关的性能鲁棒性,以及在干扰情况下姿态及角速度可在固定时间内收敛到原点邻域内。针对部件故障的冗余方案设计和节约成本及空间而不使用角速度敏感器的考虑,设计了无角速度测量信息的基于加幂积分输出反馈姿态控制器,对闭环系统稳定性进行了理论分析,得到了与角速度反馈加幂积分固定时间姿态控制的相似结论。研究目标航天器姿态相对静止时的追踪航天器相对位置控制。针对近距离交会中姿态无需再调整的追踪航天器,设计了基于非奇异终端滑模的控制策略,并证明了在无干扰情况下相对位置和相对速度能在有限时间内收敛到原点。该方法采用一种显式含有正弦函数的特殊切换结构,有效避免了经典非奇异终端滑模可能会发生的奇异问题。针对干扰情况,在上述基础上引入自适应技术手段估计未知干扰上界。针对无速度测量信息情况,进一步进行了相对速度信息估计的状态观测器设计,提出一种有限时间速度观测器的设计方法,保证了观测误差有限时间收敛特性。研究目标航天器姿态转动时的追踪航天器相对位置姿态一体化控制。对于实际航天任务中目标航天器可能因缺乏燃料,或执行机构失效等原因无法保持对接任务所需相对静止姿态等导致在空间中做自由翻滚运动下的非合作目标近距离交会,研究了追踪航天器位姿伴随目标航天器转动而不断调整的位姿一体化控制方法。针对不受干扰情况,设计了基于齐次理论的固定时间六自由度控制器,保证了系统在固定时间内收敛到原点;针对外界干扰存在且不容忽视情况,设计了自适应固定时间控制器,采用自适应技术用以估计未知干扰上界。此外,针对在轨航天器可能存在的执行机构失效问题,研究了执行机构部分失效的容错控制方案设计,采用自适应技术用以估计未知的故障因子。最后,针对速度及角速度不可测的输出反馈控制情况,设计了固定时间观测器用以观测未知的相对速度和相对角速度,实现了标称系统的相对速度和相对角速度观测误差能在固定时间内收敛到原点。
【学位单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：博士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V448.2
【部分图文】：

位置一体化模型(2-16)中的干扰6 1d 的范数有 0为未知常数，故相对位置模型和姿态模型中的|| ||dF d和 || d || d。机构故障的航天器姿态和位置一体化模作在太空中，执行机构长期暴露在高低温、低劣环境中，因此执行机构可能发生故障，导致作输入与控制指令要求的控制输入间存在偏差。该控制精度下降，严重会导致整个航天器控制系统类型：（1）由于机械或电气的原因导致实际控称为执行机构部分失效故障；（2）控制量偏差发，即不能响应指令信号，导致输出力矩不变甚力器为执行机构，通过合理的配置推力器的位位置进行控制。将航天器抽象为一个长方体，其中xL ，yL ，zL 为航天器的尺寸。
【参考文献】

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本文编号：2846821