【摘 要】
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航天器姿态控制,是指航天器执行机构按照控制律的要求输出力矩使航天器调整到期望姿态的过程,是航天器成功执行在轨任务的关键。然而在实际环境中,由于执行机构、测量元件以
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航天器姿态控制,是指航天器执行机构按照控制律的要求输出力矩使航天器调整到期望姿态的过程,是航天器成功执行在轨任务的关键。然而在实际环境中,由于执行机构、测量元件以及任务需求的限制,航天器姿态控制不得不面临多种约束,如控制受限(输入非线性(饱和与死区)和执行机构不确定性(安装偏差和部分失效))和角速度受限,它们会严重影响航天器姿态控制的稳定性和精度。针对这类问题,本文进行了如下研究:在控制器设计前,本文首先介绍了各种约束发生的工程背景,明确了本文的研究目的;然后建立了多种约束条件下的航天器数学模型,为后文控制器的分析与综合奠定了基础。在控制器设计的前一阶段,本文首先研究了控制受限。在这一阶段,本文先后设计了只考虑输入饱和的渐近稳定控制器和有限时间控制器,以及同时考虑输入饱和与执行机构不确定性的自适应控制器;这些控制器能够使航天器姿态控制系统在输入饱和的条件下保持稳定,并且能够有效补偿执行机构不确定性的影响。在控制器设计的后一阶段,本文又进一步研究了角速度受限。在这一阶段,本文先后设计了同时考虑输入饱和与角速度受限以及同时考虑输入非线性和角速度受限的自适应控制器;这些控制器能够使航天器姿态控制系统在输入饱和的条件下保持稳定,能够有效补偿输入死区的影响,能够使航天器的角速度满足一定的约束。另外,本文还对由于使用四元数描述航天器姿态而产生的退绕问题进行了研究,设计并使用了一组新的姿态偏差函数和向量,使本文设计的控制器还具有抗退绕的优点;值得说明的是,本文设计的控制器对外部有界干扰具有较强的鲁棒性,且不受系统参数变化的影响。在上述理论研究的基础上,本文进行了大量的对比仿真分析,验证了本文提出算法的有效性和优越性。
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