柔性航天器變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制方法研究.pdf

1、本文的研究對象是帶有柔性附件的大型柔性航天器，研究了其大角度姿態(tài)機動控制，機動過程中的振動抑制以及姿態(tài)跟蹤控制等問題。首先分析了該課題背景并研究該課題的目的和意義。對柔性航天器動力學(xué)建模和各種姿態(tài)控制方法的發(fā)展現(xiàn)狀進行了討論。針對變結(jié)構(gòu)控制過程中的抖振問題，采用了輸入成形器和正位置反饋補償器兩種振動抑制方法并對他們的概況進行了闡述。然后利用拉格朗日方法推導(dǎo)了柔性航天器的非線性動力學(xué)方程，并對柔性系統(tǒng)用模態(tài)分析法將其化為便于數(shù)值仿真的常微

2、分常，為后續(xù)姿態(tài)控制器的分析和設(shè)計奠定基礎(chǔ)。針對受到干擾力矩作用的柔性航天器姿態(tài)控制問題設(shè)計了經(jīng)典控制器和變結(jié)構(gòu)控制器，并進行了仿真分析對比。仿真結(jié)果表明，變結(jié)構(gòu)控制能夠較好抑制附件振動，提升中心剛體指向精度，并極大提高系統(tǒng)抗干擾能力。針對使用噴氣推力器作為執(zhí)行機構(gòu)的航天器，設(shè)計了脈沖調(diào)寬調(diào)頻調(diào)制器，對系統(tǒng)進行仿真，結(jié)果表明設(shè)計的調(diào)制器能夠滿足設(shè)計需求。針對變結(jié)構(gòu)控制存在的抖振問題，設(shè)計了輸入成形器和正位置反饋補償器，并分別與變結(jié)構(gòu)控制