登月飞行器软着陆末端姿态控制

摘要

本论文研究登月飞行器软着陆末端距月球表面2000米高空时的姿态控制问题。此时,飞行器水平速度为零,竖直速度较小,姿态存在着较大的偏差,进而飞行器转入垂直下降段。姿态调整的目的是使三轴角速度为零,并且垂直于月表下落。登月飞行器的姿控系统具有复杂的非线性和强耦合特性,其动力学方程包含干扰力矩。对于其姿态控制问题,本文做了以下工作:(1)以欧拉角1-2-3的旋转顺序推导了姿态运动学方程。(2)滑模变结构控制由于对系统自身参数摄动及外界干扰具有不变性,所以是一种比较好的非线性控制方法。本文对滑模面采用指数趋近律,不但加快了正常运动的速度,又可避免状态点在切换面附近发生较大的抖动。为了更好地解决抖振问题,论文进一步提出了基于反正切函数的准滑模变结构控制,从而使系统不仅具有好的稳定性,而且动态响应特性很好。(3)针对登月飞行器的标称系统,利用Bang-Bang控制原理,求得最速控制律。由于时间最优控制并没有考虑到稳定性问题,为此本文根据自治系统的Lyapunov全局渐近稳定性定理,推导出姿控系统的一组非线性反馈镇定律,最终实现了对姿态的机动和保持。(4)根据实际情况给定系统初值及若干参数,用本文提出的两种方法进行仿真,并对结果进行了分析。从仿真结果可看出:反正切函数准滑模控制可以有效地解决滑模控制的抖振问题,但其控制力矩的幅值较大。而针对标称系统,利用时间最优及反馈镇定控制方法求得的控制器幅值小,且在客观干扰力矩存在的条件下,也是有效的。

目录

摘要

Abstract

第1章 绪论

1.1 课题研究的背景与意义

1.1.1 课题来源

1.1.2 研究目的及意义

1.2 月球探测历史回顾及最新进展

1.3 登月飞行器飞行全过程

1.4 航天器姿态控制的研究现状及分析

1.4.1 航天器姿态控制的发展概况及前景

1.4.2 航天器姿态控制方法

1.5 论文研究的主要内容

第2章 登月飞行器软着陆末端姿控系统建模

2.1 参考坐标系

2.2 姿态动力学方程

2.3 姿态运动学方程

2.4 姿控系统的状态方程

2.5 本章小结

第3章 准滑模变结构姿态控制

3.1 滑模变结构控制

3.1.1 滑模理论概述

3.1.2 滑模理论基本概念

3.2 基于指数趋近律的滑模变结构姿态控制

3.3 基于反正切函数的准滑模变结构姿态控制

3.4 本章小结

第4章 时间最优及反馈镇定姿态控制

4.1 时间最优控制

4.1.1 最优控制概述

4.1.2 Bang-Bang控制

4.2 非线性系统反馈镇定

4.2.1 自治系统李亚普诺夫稳定性

4.2.2 反馈镇定问题描述

4.3 登月飞行器软着陆末端的姿态机动和保持

4.3.1 姿态机动

4.3.2 姿态保持

4.4 本章小结

第5章 实例与仿真

5.1 实例及仿真

5.1.1 实例

5.1.2 滑模控制及准滑模控制方法仿真

5.1.3 时间最优及反馈镇定控制方法仿真

5.2 仿真结果分析

5.3 本章小结

结论

参考文献

攻读学位期间发表的学术论文

致谢