本文主要研究了采用剪式控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscopes, CMGs)系统作为执行机构的航天器非线性姿态控制及采用绳索作为作动器的绳系挠性空间结构的主动振动控制问题。对上述控制问题提出了相应的控制方法。\n 针对刚性及...
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本文主要研究了采用剪式控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscopes, CMGs)系统作为执行机构的航天器非线性姿态控制及采用绳索作为作动器的绳系挠性空间结构的主动振动控制问题。对上述控制问题提出了相应的控制方法。\n 针对刚性及挠性航天器的三轴大角度姿态机动问题,建立了由正交安装的剪式控制力矩陀螺系统操纵的航天器姿态机动的数学模型,并在此基础上基于Lyapunov方法设计了刚性及挠性航天器大角度姿态机动的非线性控制律。设计的同时证明了系统的稳定性。对正交安装的剪式控制力矩陀螺系统的奇异性进行了分析,并将框架角同步作为一个约束条件,基于最优化方法设计了相应的操纵律。由于陀螺同步是剪式控制力矩陀螺正常工作的前提,因此在考虑框架轴存在常值扰动的情况下,根据推导出的剪式控制力矩陀螺精确的数学模型,设计了陀螺系统的自适应同步控制律。\n 对绳系太阳能发电卫星(Space Solar Power Satellites,SSPS)的单轴回转运动及主动振动抑制问题提出了一种复合控制方法,该复合控制系统由主动振动抑制辅助控制器和主姿态控制器组成。基于推广的Hamilton原理及有限差分法建立了绳系太阳能发电卫星的离散化数学模型。考虑到绳索通常具有单侧饱和非线性特性,本文将这种非线性特性作为控制约束,采用一种分段非二次型性能指标,推导了在单侧饱和约束下的最优控制律,并将其作为主动振动抑制辅助控制系统用于挠性结构的振动控制。同时考虑到实际的控制系统很难对所有的状态进行测量,采用Lyapunov方法对带有状态观测器的最优控制系统的稳定性进行了证明。基于滑模变结构方法设计了主姿态控制器,在控制器的设计中采用指数趋近率,并用饱和函数代替符号函数来避免激起系统的颤振。该主控制器以剪式控制力矩陀螺作为执行机构,用于卫星的姿态控制,同时能够保证在辅助控制器失效时,仍然对太阳能板的振动起到一定的抑制作用。\n 基于离散化的数学模型设计控制器时,可能会产生控制溢出,从而影响系统的控制性能。因此,针对一类可改造的绳系空间结构的姿态稳定和绳系太阳能发电卫星单轴回转机动及主动振动抑制问题,提出了一种基于连续系统模型的复合控制策略。采用推广的Hamilton原理分别建立了可改造的绳系空间结构和绳系太阳能发电卫星的数学模型,两个模型均采用偏微分方程的形式。对上述两个控制问题,分别基于任务函数(Mission Function,MF)方法设计了由主动振动抑制辅助控制器和主姿态控制器构成的复合控制系统。主动振动抑制辅助控制器以绳索作为作动器,用于抑制挠性结构的振动;主姿态控制器以剪式控制力矩陀螺作为执行机构,用于航天器的姿态控制并保证挠性结构振动的衰减性。设计的同时证明了复合控制系统的稳定性。\n 针对由任务函数方法所设计的控制器易于工程实现的优势,对基于此方法所设计的绳系空间结构主动振动控制系统的可行性和有效性进行了实验验证。实验中采用固定了质量块的挠性梁作为实验模型来模拟大型挠性空间结构的微重力行为。采用图像传感的方式对挠性梁端点的绝对空间位置进行测量并实时计算其运动速度。针对用于结构振动抑制的控制拉力十分微小的特点,设计了微拉力作动器来输出这种连续微小的拉力,并采用在绳中加入适当预紧力的方式避免由于冲击引起的系统高频振荡。\n 相应的仿真及实验结果验证了本文所提出的控制方法和所给出的控制律的有效性和可行性。
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