撓性充液航天器復(fù)合自適應(yīng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制

宋曉娟,李雪松,何曉東*,呂書鋒

1. 內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院, 呼和浩特 010051 2. 內(nèi)蒙古自治區(qū)特殊服役智能機(jī)器人重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 呼和浩特 010051 3. 內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué)理學(xué)院, 呼和浩特 010051

0 引 言

隨著航天技術(shù)的蓬勃發(fā)展,航天器攜帶的液體燃料相對(duì)于航天器總質(zhì)量的比重相應(yīng)增加,同時(shí)所攜帶的撓性附件也越來(lái)越大,對(duì)航天器的姿態(tài)控制以及穩(wěn)定性造成了較大影響,在航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中液體燃料的晃動(dòng)和撓性附件的振動(dòng)很有可能產(chǎn)生系統(tǒng)共振導(dǎo)致控制系統(tǒng)失效,甚至影響高精度的姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù),導(dǎo)致任務(wù)失敗.因此一方面,在對(duì)航天器進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模時(shí)液體燃料的晃動(dòng)以及撓性附件的振動(dòng)變得越來(lái)越不可忽略,針對(duì)傳統(tǒng)單一的剛體航天器或者剛-液耦合及剛-柔耦合的航天器設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)已經(jīng)不能滿足控制需要,剛-撓-液耦合的航天器動(dòng)力學(xué)建模與控制問(wèn)題已經(jīng)成為航天領(lǐng)域的一個(gè)重要課題[1-3];另一方面,為盡量減小液體燃料晃動(dòng)以及撓性附件振動(dòng)對(duì)剛體航天器的耦合影響,提高航天器的穩(wěn)定性,耦合航天器的控制系統(tǒng)在保證姿態(tài)穩(wěn)定以及液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng)穩(wěn)定的前提下,如何盡量減小姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)引起的液體晃動(dòng)響應(yīng)以及撓性附件的振動(dòng)響應(yīng)已經(jīng)成為另一個(gè)重要課題[4-5].

迄今為止,國(guó)內(nèi)外已有較多學(xué)者針對(duì)剛-液耦合航天器[6-8]和剛-撓耦合航天器[9-10]的姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題給出了多種控制策略,控制方法主要涉及傳統(tǒng)的PID方法、自適應(yīng)極點(diǎn)控制法、退步法、滑?？刂品ㄒ约盎贚yapunov第二法的控制方法等[11-13].文獻(xiàn)[14]采用變結(jié)構(gòu)的控制方法設(shè)計(jì)了針對(duì)充液撓性航天器的姿態(tài)控制器,在滿足姿態(tài)跟蹤要求的同時(shí)有效減小了撓性附件的振動(dòng)響應(yīng).文獻(xiàn)[15]針對(duì)帶液體晃動(dòng)的月球著陸器,設(shè)計(jì)了一種基于無(wú)源性理論的控制方法對(duì)其進(jìn)行姿態(tài)控制,有效抑制了液體的晃動(dòng).文獻(xiàn)[16]針對(duì)液體多模態(tài)的充液航天器,設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)動(dòng)態(tài)反饋控制律與輸入成型技術(shù)相結(jié)合的復(fù)合控制器,在保證航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)穩(wěn)定的同時(shí)有效地減小了液體的晃動(dòng)作用.文獻(xiàn)[17]采用飽和函數(shù)代替符號(hào)函數(shù)的滑?？刂品▽?duì)航天器的姿態(tài)進(jìn)行控制,對(duì)于剛體航天器有效地減小了抖振,但是對(duì)于撓性航天器仍會(huì)觸發(fā)持續(xù)的振動(dòng).

閉環(huán)控制方法通過(guò)系統(tǒng)輸出或狀態(tài)變量的反饋對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)定性控制,而大部分控制方法都含有一些固定的控制器參數(shù),如經(jīng)典的PID控制方法以及滑?？刂品椒ǖ?若能將這些固定的控制器參數(shù)進(jìn)行動(dòng)態(tài)優(yōu)化,設(shè)計(jì)為跟隨系統(tǒng)改變的動(dòng)態(tài)參數(shù),則能有效提高控制系統(tǒng)的魯棒性.有研究表明,采用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)輸出反饋控制策略可以對(duì)復(fù)雜的航天器達(dá)到較好的控制效果[18].文獻(xiàn)[19]設(shè)計(jì)了一種動(dòng)態(tài)滑模控制方法對(duì)撓性航天器進(jìn)行姿態(tài)控制,在其中引入了動(dòng)態(tài)切換函數(shù),實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)振動(dòng)的抑制. 文獻(xiàn)[20]用連續(xù)光滑的雙曲正切函數(shù)代替符號(hào)函數(shù)設(shè)計(jì)了一種模糊滑?？刂坡?并在控制力矩中引入了滯后因子以避免由于起始控制力矩過(guò)大而引起的撓性附件的振動(dòng)問(wèn)題.

反饋控制方法對(duì)系統(tǒng)的參數(shù)和干擾有較強(qiáng)的魯棒性,但是需要全狀態(tài)信息反饋,而部分狀態(tài)信息難以準(zhǔn)確測(cè)量或有效利用,如無(wú)窮模態(tài)的撓性附件振動(dòng)等.因此針對(duì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)引起的液體晃動(dòng)響應(yīng)以及撓性附件的振動(dòng)響應(yīng),前饋控制方法有更好的抑制效果.

本文將模糊控制技術(shù)和多模態(tài)輸入成型技術(shù)與自適應(yīng)輸出反饋控制相結(jié)合,針對(duì)剛-撓-液耦合航天器的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)問(wèn)題,設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)輸出反饋的復(fù)合控制方法.考慮航天器在進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的過(guò)程中會(huì)受到多種干擾力矩的影響且系統(tǒng)的各狀態(tài)變量難以準(zhǔn)確測(cè)量的情況,通過(guò)參數(shù)估計(jì)律估計(jì)系統(tǒng)各變量的真實(shí)狀態(tài),基于Lyapunov第二法設(shè)計(jì)了自適應(yīng)狀態(tài)反饋控制律對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)定性控制;采用模糊控制技術(shù)對(duì)控制律內(nèi)的參數(shù)進(jìn)行動(dòng)態(tài)優(yōu)化,加強(qiáng)控制律的魯棒性;同時(shí)結(jié)合輸入成型技術(shù)設(shè)計(jì)了多模態(tài)的輸入成型前饋控制器,在保證系統(tǒng)姿態(tài)跟蹤誤差漸近收斂的情況下大幅度減小了姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)的液體晃動(dòng)位移以及撓性附件振動(dòng)的位移響應(yīng).仿真結(jié)果驗(yàn)證了本文的有效性.

1 撓性充液航天器動(dòng)力學(xué)建模

1.1 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程

航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可表示為

(1)

G(ε0,ε)=[-ε,ε0I3-ε×]

(2)

圖1 撓性充液航天器動(dòng)力學(xué)模型Fig.1 Dynamics model of liquid filled flexible spacecraft

1.2 撓性充液航天器動(dòng)力學(xué)方程

航天器的模型如圖1所示,OXYZ為航天器的本體坐標(biāo)系,坐標(biāo)原點(diǎn)O為航天器的質(zhì)心.液體晃動(dòng)等效為二階彈簧質(zhì)量模型,儲(chǔ)液腔選取為橢球體腔,其中mf0、mf1、mf2分別為液體不晃動(dòng)部分質(zhì)量、液體一階晃動(dòng)部分質(zhì)量和液體二階晃動(dòng)部分質(zhì)量,等效液體各階彈簧剛度為kfi,阻尼為cfi.平衡狀態(tài)時(shí)各階質(zhì)量塊距離質(zhì)心的距離為bfi,晃動(dòng)液體距離航天器質(zhì)心的距離為rfi=[ηi1ηi2bfi]T,不晃動(dòng)液體距離航天器質(zhì)心的距離為rf0=[0 0bf0]T,ηi=[ηi1ηi20]T為液體晃動(dòng)質(zhì)量沿三軸的晃動(dòng)位移.撓性附件等效為歐拉-伯努利梁,長(zhǎng)均為l,單位密度為ρA,彎曲剛度為EI.本文只考慮航天器的姿態(tài)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),不考慮平動(dòng)對(duì)航天器的影響.

航天器液體等效彈簧質(zhì)量的動(dòng)量矩可表示為

(3)

(4)

航天器總的動(dòng)量矩可表示為

H=Jhubω+Hf+HP=Jω+hf+hp

(5)

(6)

其中,Td為未知干擾力矩的總和,τ為控制力矩.

在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下,等效晃動(dòng)液體的彈簧質(zhì)量動(dòng)量守恒,即可得到液體晃動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

略去式中的二階以上小量并化簡(jiǎn)得

(7)

撓性附件的動(dòng)力學(xué)方程由拉格朗日方程得到.附件的動(dòng)能可表示為

(8)

不考慮重力勢(shì)能的影響,只考慮彈性體變形能,撓性附件的勢(shì)能為振動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的應(yīng)變能

(9)

(10)

其中,qi為每一階主振型的模態(tài)坐標(biāo),i=1,2,3.

考慮到主振型的正交性,同時(shí)略去二階以上小量,上式可化簡(jiǎn)為

(11)

最終得到撓性附件的動(dòng)力學(xué)方程

(12)

(13)

(14)

2 復(fù)合控制器設(shè)計(jì)

2.1 自適應(yīng)輸出反饋控制器設(shè)計(jì)

撓性充液航天器在進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中的姿態(tài)跟蹤控制問(wèn)題可描述為:在外部擾動(dòng)力矩未知和系統(tǒng)狀態(tài)變量不可測(cè)的情況下,設(shè)計(jì)自適應(yīng)狀態(tài)控制律τ,能夠保證姿態(tài)跟蹤誤差漸近收斂.

首先確定航天器的控制系統(tǒng).為控制方便,令

(15)

同時(shí)引入新的狀態(tài)變量ψ、ζ,由系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可得到

(16)

由此航天器的控制系統(tǒng)可表示為式(1)、式(15)和式(16).

假設(shè)1假設(shè)外部干擾力矩的總和Td具有連續(xù)性和一致有界性,其滿足|Td|≤d.其中,d為沿著三軸航天器的3個(gè)慣性主軸關(guān)于|Td|的最大未知邊界.

設(shè)計(jì)自適應(yīng)輸出反饋控制律為

(17)

其中,Pi(i=1,2,3)為待設(shè)計(jì)的對(duì)稱正定矩陣,εe=[εe1εe2εe3]T為指令四元數(shù)εc和實(shí)際四元數(shù)ε之間的誤差,其定義為

(18)

(19)

(20)

(21)

式中,Γ、P1、P2、P3均為對(duì)稱正定矩陣,Pi(i=1,2,3)由如下Lyapunov方程確定,其中Qi為任意的對(duì)稱正定矩陣.

(22)

定理1對(duì)于由式(1)、式(15)和式(16)組成的控制系統(tǒng),控制律式(17)可使得閉環(huán)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定.

(23)

其中根據(jù)式(18)以及式(21)～(23)可知誤差值的參數(shù)估計(jì)律為

(24)

(25)

將式(23)沿著系統(tǒng)軌跡對(duì)時(shí)間求導(dǎo)并代入式(24)和式(25)可得

可見系統(tǒng)在Lyapunov意義下是穩(wěn)定的.令

(26)

(27)

(28)

2.2 自適應(yīng)輸出反饋控制器模糊化參數(shù)設(shè)計(jì)

考慮到輸出反饋控制律中kp和kd的參數(shù)是固定的,不適用于非線性的、參數(shù)時(shí)變的控制系統(tǒng),因此采用模糊控制分別對(duì)kp和kd的參數(shù)選取進(jìn)行模糊化動(dòng)態(tài)優(yōu)化,改善系統(tǒng)內(nèi)各狀態(tài)變量的抖振響應(yīng),提高控制律的魯棒性.

優(yōu)化后的控制力矩應(yīng)平穩(wěn)變化,且幅值較小,使得系統(tǒng)姿態(tài)四元數(shù)的響應(yīng)以及角速度的響應(yīng)更加平穩(wěn)、波動(dòng)更小且穩(wěn)定速度更快.同時(shí)考慮到在姿態(tài)機(jī)動(dòng)的初始時(shí)刻控制力矩過(guò)大會(huì)更易引起航天器內(nèi)液體燃料的晃動(dòng)以及柔性附件的振動(dòng),因此應(yīng)盡量減小初始時(shí)刻的控制力矩.

為度量系統(tǒng)內(nèi)各狀態(tài)變量相對(duì)于平衡位置的平穩(wěn)性,取誤差四元數(shù)和角速度的絕對(duì)值作為模糊控制器的動(dòng)態(tài)輸入,設(shè)計(jì)如下模糊規(guī)則:

為了不斷優(yōu)化和完善數(shù)值模式的中小尺度預(yù)報(bào)能力,需要對(duì)微物理參數(shù)化方案進(jìn)行對(duì)比研究,以便找到影響某一區(qū)域強(qiáng)降水過(guò)程預(yù)報(bào)能力的主要微物理過(guò)程。因此本文利用中尺度WRF數(shù)值模式,分別采用Morrison和Milbrandt-Yau雙參微物理方案對(duì)遼寧省的一次強(qiáng)降水過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬,通過(guò)對(duì)地表累積降水量、降水強(qiáng)度和云中微物理量以及微物理過(guò)程的分析,對(duì)比研究了以上兩種雙參云微物理方案對(duì)強(qiáng)降水的預(yù)報(bào)效果,并找到降水預(yù)報(bào)差異的具體云微物理過(guò)程。

初始時(shí)刻誤差四元數(shù)較大,kp應(yīng)較小以減小控制力矩來(lái)減小抖振,同時(shí)角速度越大,kd越大,但增速越小以提高系統(tǒng)平穩(wěn)性;隨著誤差四元數(shù)的減小kp應(yīng)增大以加快系統(tǒng)響應(yīng),同時(shí)角速度越大,kd越小;當(dāng)系統(tǒng)接近穩(wěn)定時(shí)誤差四元數(shù)接近于零,此時(shí)kp隨著角速度的增大而減小以減小控制力矩來(lái)降低系統(tǒng)的抖振,同時(shí)kd隨著角速度的增大而減小.

輸出變量分別為kp的變化量Δkp以及kd的變化量Δkd.對(duì)輸出變量Δkp和Δkd分別編寫25條模糊規(guī)則,最后采用重心法去模糊化,得到Δkp以及Δkd的精確值.優(yōu)化后的kp以及kd值為

2.3 多模態(tài)輸入成型前饋控制器設(shè)計(jì)

前兩小節(jié)提出的自適應(yīng)輸出反饋模糊控制器能夠保證系統(tǒng)的姿態(tài)跟蹤誤差漸近收斂,但是在姿態(tài)機(jī)動(dòng)的過(guò)程中液體燃料的晃動(dòng)作用以及撓性附件的振動(dòng)作用較大,為保證液體燃料的晃動(dòng)位移以及撓性附件的振動(dòng)位移在系統(tǒng)穩(wěn)定之前盡可能的小,設(shè)計(jì)了基于輸入成型技術(shù)的前饋控制器對(duì)其進(jìn)行抑制.

輸入成型技術(shù)是一種廣泛應(yīng)用于振動(dòng)抑制的前饋控制技術(shù). 不同于閉環(huán)控制方法需要狀態(tài)變量的反饋進(jìn)行控制,輸入成型技術(shù)通過(guò)對(duì)輸入指令卷積一系列不同幅值和時(shí)滯的脈沖序列來(lái)改變輸入信號(hào),從而得到預(yù)期的輸出響應(yīng),使系統(tǒng)在完成預(yù)期剛體運(yùn)動(dòng)的同時(shí)不引起或只引起可接受的原始指令帶來(lái)的振動(dòng).輸入成型技術(shù)的關(guān)鍵在于一系列脈沖序列即輸入成型器的設(shè)計(jì).對(duì)于一個(gè)典型的二階系統(tǒng),其對(duì)單個(gè)幅值為Ai,時(shí)滯為ti的脈沖的響應(yīng)為

(29)

式中,ω是系統(tǒng)的自然頻率,ζ為系統(tǒng)的阻尼系數(shù).該系統(tǒng)對(duì)多個(gè)脈沖序列的響應(yīng)為

(30)

為了使系統(tǒng)在多個(gè)脈沖作用下的響應(yīng)抵消為0,令上述響應(yīng)的幅值為0,即需要滿足

(31)

(32)

為使整形的時(shí)間最短,可令t1=0,同時(shí)為使系統(tǒng)達(dá)到原輸出點(diǎn),令脈沖序列的幅值和為1,由此可得到最簡(jiǎn)單的兩脈沖ZV輸入成型器,其脈沖的作用時(shí)間和幅值為

(33)

對(duì)于多階模態(tài)的系統(tǒng),輸入成型器可由每階模態(tài)的輸入成形器進(jìn)行卷積得到

Amult=Am1*Am2…*Amn

(34)

其中,*代表卷積運(yùn)算,Ami代表第i階模態(tài)的輸入成型器的幅值.

由系統(tǒng)內(nèi)液體的晃動(dòng)方程(14b)、(14c)以及撓性附件的振動(dòng)方程(14d)可知,系統(tǒng)內(nèi)液體和撓性體的振動(dòng)均為典型的二階振動(dòng)系統(tǒng)

(35)

其輸入部分f(t)均為系統(tǒng)角速度導(dǎo)數(shù)的耦合項(xiàng).將系統(tǒng)角速度導(dǎo)數(shù)的表達(dá)式(16a)以及控制力矩的表達(dá)式(17)代入液體和撓性體的振動(dòng)方程式(14)中,可見所有振動(dòng)方程的輸入均為四元數(shù)和系統(tǒng)狀態(tài)變量的函數(shù),因此選取姿態(tài)機(jī)動(dòng)的指令四元數(shù)作為指令輸入對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行輸入成型的前饋控制.

圖2 輸入成型后的指令四元數(shù)Fig.2 Command quaternion after input shaping

3 數(shù)值仿真

選取剛體航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為

液體等效模型的相關(guān)參數(shù)為

mf0=50.92 kg,mf1=20 kg,mf2=0.8 kg,cf1=3.334 N·s/m,kf1=55.21 N/m,bf1=1.127 m,cf2=0.237 N·s/m,kf2=7.27 N/m,bf2=0.994 m,bf0=1.137m.

撓性附件的相關(guān)參數(shù)為

l=3 m,r0=0.65 m,E=7×1010N/m2,I=3×10-9m2,ρ=2.8×103kg/m3,A=1.125×10-2m2.各階模態(tài)的阻尼系數(shù)為ξ1=0.01,ξ2=0.007,ξ3=0.005.

自適應(yīng)輸出反饋控制器的參數(shù)為

kp=90,kd=600,λ=0.1,Γ=0.1I3.

模糊控制器的參數(shù)為

kp1、kp2的模糊增益為30,kp3的模糊增益為45,kd1、kd2的模糊增益為350,kd3的模糊增益為500.

正定矩陣P1、P2、P3選取為

P1=diag{55.2, 55.2, 1, 80, 80, 1},

P2=diag{10, 7.27, 1, 70, 70, 1},

P3=diag{0.1, 3.94, 30.92, 10, 10, 20}.

用于分別得出上述Pi值的對(duì)稱正定矩陣Qi可由式(22)反推得到.假設(shè)航天器所受外部干擾力矩的集總擾動(dòng)為

自適應(yīng)輸出反饋復(fù)合控制器的仿真結(jié)果如圖6～8所示. 其中圖3～8分別給出了3種控制器的控制力矩響應(yīng)、角速度響應(yīng)以及姿態(tài)四元數(shù)響應(yīng)的對(duì)比圖. 紅色實(shí)線為式(17)的基礎(chǔ)控制律得到的仿真結(jié)果;藍(lán)色虛線為加了模糊控制后的仿真結(jié)果;黑色點(diǎn)劃線為加了模糊控制以及前饋控制之后的復(fù)合控制器的仿真結(jié)果.

由結(jié)果可見基礎(chǔ)控制律可使系統(tǒng)在110 s左右進(jìn)入漸近穩(wěn)定狀態(tài),但初始控制力矩較大;模糊控制器減小了控制力矩的整體幅值,減小了初始力矩的大小,使控制力矩變化得更加平穩(wěn),也因此使得系統(tǒng)角速度以及姿態(tài)四元數(shù)的響應(yīng)變化得更加平穩(wěn),可見模糊控制器能夠?qū)刂屏氐膮?shù)kp和kd進(jìn)行有效地優(yōu)化,改善角速度以及姿態(tài)四元數(shù)的響應(yīng),使系統(tǒng)獲得更好的控制效果;同時(shí)可見加了多模態(tài)輸入成型技術(shù)的復(fù)合控制器會(huì)使系統(tǒng)的穩(wěn)定產(chǎn)生一定的延遲,但對(duì)比于模糊控制器,系統(tǒng)角速度以及控制力矩的變化幅度變得更加緩和. 控制力矩從0開始緩慢變化,且達(dá)到的最大幅值也更小,最大限度地減小了航天器在姿態(tài)機(jī)動(dòng)的初期因控制力矩過(guò)大引起的系統(tǒng)抖動(dòng).可見復(fù)合控制器能夠使航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)變化得更加平滑,更加穩(wěn)定. 仿真結(jié)果驗(yàn)證了3種控制器的有效性.

圖6～8給出了前兩階液體晃動(dòng)以及前三階撓性附件振動(dòng)的位移響應(yīng)圖.由仿真結(jié)果可以看出液體晃動(dòng)及撓性振動(dòng)的響應(yīng)在50 s左右趨近于穩(wěn)定,雖然模糊控制器能有效地減小系統(tǒng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)導(dǎo)致的液體晃動(dòng)位移以及撓性附件的振動(dòng)位移,但是減小的幅值不大;而加入多模態(tài)輸入成型的前饋控制器后,液體晃動(dòng)以及撓性附件的位移響應(yīng)大幅度減小,可見多模態(tài)輸入成型前饋控制器對(duì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的液體晃動(dòng)以及撓性附件的位移響應(yīng)的抑制效果較為明顯.

圖3 控制力矩響應(yīng)Fig.3 Control torque responses

圖4 姿態(tài)角速度響應(yīng)Fig.4 Attitude angular velocity responses

圖5 姿態(tài)四元數(shù)響應(yīng)Fig.5 Attitude quaternion responses

圖6 一階液體晃動(dòng)響應(yīng)Fig.6 First-order liquid sloshing responses

圖7 二階液體晃動(dòng)響應(yīng)Fig.7 Second-order liquid sloshing responses

圖8 撓性附件前三階模態(tài)坐標(biāo)響應(yīng)Fig.8 The first three-order modal coordinates of the flexible vibrations responses

4 結(jié) 論

本文針對(duì)撓性充液航天器在進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)的穩(wěn)定性控制問(wèn)題,首先建立了剛-撓-液三耦合的航天器動(dòng)力學(xué)模型,其次考慮在大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)系統(tǒng)各狀態(tài)變量不可測(cè)得、會(huì)受到未知的干擾力矩以及液體晃動(dòng)和撓性附件振動(dòng)的抑制問(wèn)題,設(shè)計(jì)了結(jié)合模糊控制技術(shù)以及多模態(tài)輸入成型技術(shù)的自適應(yīng)輸出反饋復(fù)合控制器,在保證系統(tǒng)穩(wěn)定的前提下較為明顯地抑制了系統(tǒng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)引起的液體晃動(dòng)及撓性振動(dòng)的位移響應(yīng).仿真結(jié)果驗(yàn)證了本文的有效性.本復(fù)合控制器的優(yōu)點(diǎn)在于:在自適應(yīng)輸出反饋控制律的基礎(chǔ)上針對(duì)固定參數(shù)kp和kd進(jìn)行了動(dòng)態(tài)模糊優(yōu)化,使航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)變化得更加平滑穩(wěn)定,提高了系統(tǒng)的魯棒性.將指令四元數(shù)作為系統(tǒng)的前饋輸入,設(shè)計(jì)了基于多模態(tài)輸入成型技術(shù)的前饋控制器,有效地減小了航天器在姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的液體晃動(dòng)以及撓性附件的振動(dòng)位移響應(yīng).