论文摘要
针对快速调姿挠性航天器的姿态控制问题,提出一种基于输入成型的自适应姿态控制方法,解决俯仰、偏航、滚转三通道的控制耦合问题,抑制航天器挠性振动、提高姿态控制精度。首先,建立了考虑弹性振动、执行器故障及惯量不确定性的挠性航天器姿态动力学模型。基于欧拉轴角提出一种姿态机动参考轨迹设计方法,避免了俯仰、偏航、滚转三通道的耦合问题。通过多模输入成型方法对姿态机动参考轨迹进行修正,以抑制航天器弹性振动。采用自适应容错控制方法对修正后的参考轨迹进行跟踪,以实现挠性航天器快速姿态机动任务。数值仿真结果表明,与传统PD姿态控制方法相比,所提出的基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制方法可将残余弹性振动幅值和姿态控制偏差降低两个数量级,验证了该方法的有效性。
论文目录
文章来源
类型: 期刊论文
作者: 水涌涛,胡建,庞宝君,崔乃刚
关键词: 挠性航天器,姿态路径规划,输入成型,自适应姿态控制
来源: 中国惯性技术学报 2019年06期
年度: 2019
分类: 工程科技Ⅱ辑
专业: 航空航天科学与工程
单位: 哈尔滨工业大学航天学院,北京航天长征飞行器研究所
基金: 国家自然科学基金(61304236)
分类号: V448.22
DOI: 10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2019.06.019
页码: 811-817
总页数: 7
文件大小: 2142K
下载量: 24