【摘 要】
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该文研究利用飞轮的反作用力矩作为控制力矩的航天器的姿态控制问题,建立了两种带飞轮航天器的姿态控制模型,重点对基于误差四元数的姿态控制和航天器姿态的自适应控制进行了
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该文研究利用飞轮的反作用力矩作为控制力矩的航天器的姿态控制问题,建立了两种带飞轮航天器的姿态控制模型,重点对基于误差四元数的姿态控制和航天器姿态的自适应控制进行了研究,提出了三种姿态控制方法.在该文的第一种控制方法中,先阐述了四元数、误差四元数和四元数误差的概念,导出了它们之间的关系.并在航天器的动量矩坐标系下用四元数建立其动力学方程,利用误差四元数导出其扰动方程,将扰动方程线性化后,应用状态反馈,导出了一种基于误差四元数的姿态控制方法.它不仅可使航天器稳定干预期的姿态位置,也可用来进行姿态跟踪,数值仿真计算证实这种方法的有效性.文中第二种方法中建立了另一种带飞轮航天器的姿态控制模型,用姿态动力学方程和运动学方程联合描述航天器的姿态变化,并利用误差四元数导出了一种PD(proportional-derivative)控制方法,用Lyapunov直接方法证明了其稳定性.该方法没有奇点,不需航天器的质量和动力学参数,数值仿真显示,该方法可以使航天器稳定于任意姿态位置,并能很好的克服外界扰动的影响,同时适用于对航天器进行姿态跟踪.在第三种方法中,基于在变结构基础上发展起来的滑模控制器的设计思想,对一种航天器姿态自适应跟踪控制方法进行了改进,使之在航天器受扰时仍能很好地进行姿态跟踪,数值仿真证实改进后的控制方法的有效性.
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