航天器姿態(tài)控制干擾抑制及振動隔離問題研究.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)越來越多種多樣，所面臨的干擾也越來越難以描述，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動到位，另一些任務(wù)則需要航天器能夠?qū)崿F(xiàn)對給定軌跡的精確跟蹤。因此，研究一類更加實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。針對以上問題，本文主要針對航天器姿態(tài)跟蹤控制中干擾抑制以及振動隔離問題展開了了如下研究：
　　針對撓性航天器姿態(tài)跟蹤過程的干擾抑制問題進(jìn)

2、行了研究?？紤]由歐拉角描述法建立的航天器姿態(tài)運動學(xué)模型，設(shè)計了基于非線性干擾觀測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題，且工程實用性強，但對干擾的抑制能力有限，因此使用干擾觀測器對干擾進(jìn)行反饋補償。由于歐拉角在特定的角度會發(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)運動學(xué)模型。為了增強撓性航天器姿態(tài)跟蹤過程的魯棒性，設(shè)計了基于HJI理論的滑模魯棒控制器，并定義滑模函數(shù)為評價信號，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力學(xué)模型中撓性附件與本體的耦合項當(dāng)做等效干擾，且沒有考慮實際工程中航天器轉(zhuǎn)動慣量的不確定性。鑒于此，通過利用自適應(yīng)技術(shù)對不確定性進(jìn)行估計，設(shè)計了一類自適應(yīng)滑?？刂品桨浮Ｉ鲜鋈N控制算法都能使撓性航天器在有限時間內(nèi)實現(xiàn)對期望姿態(tài)的跟蹤，并能抑制外部干擾。
　　此外，鑒于空間任務(wù)對敏感載荷的指向精度要求越來越高，只對航天器本體進(jìn)行姿態(tài)控制已經(jīng)很難

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