基于終端滑模的飛行器姿態(tài)有限時間控制研究.pdf

1、姿態(tài)控制系統(tǒng)是空間飛行器總體設(shè)計的重要組成部分之一，隨著航天技術(shù)的飛速發(fā)展，人們對空間飛行器姿態(tài)控制提出了越來越高的要求。然而，由于本身的非線性特性、模型參數(shù)不確定、外部干擾等影響，使得飛行器系統(tǒng)成為一類復(fù)雜的非線性不確定系統(tǒng)。因而對其控制策略的研究具有重要的理論和實際應(yīng)用價值。相對于普通控制方式的無限時間穩(wěn)定性，有限時控制方式可以使系統(tǒng)在有限時間內(nèi)收斂。而且由于有限時間控制器中含有分?jǐn)?shù)冪項，使得有限時間控制算法與其他控制算法相比具有更

2、好的魯棒性和抗干擾性?；谟邢迺r間控制的思想，本文采用終端(Terminal)滑?？刂扑惴ǚ謩e設(shè)計了當(dāng)系統(tǒng)不確定項上界已知和未知兩種情況下的控制律，并用理論和仿真說明了所設(shè)計控制律使閉環(huán)系統(tǒng)具有更快的收斂性能。
　　本文首先闡述了空間飛行器姿態(tài)控制的研究現(xiàn)狀和有限時間控制理論。介紹了幾種典型的姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)描述方法，并對各種描述方法的特點進行了討論。經(jīng)過對比選定了使用四元數(shù)法來描述飛行器姿態(tài)，從而建立飛行器姿態(tài)的系統(tǒng)模型，并對

3、四元數(shù)法描述的系統(tǒng)模型進行了進一步處理以便終端滑模控制器的設(shè)計。
　　然后本文采用非奇異終端滑模控制算法設(shè)計了不確定項上界已知情況下的控制律。利用飛行器姿態(tài)運動學(xué)方程和動力學(xué)方程間的耦合關(guān)系，設(shè)計了基于非奇異終端滑?？刂萍夹g(shù)的姿態(tài)鎮(zhèn)定控制律。并通過有限時間控制理論證明了飛行器姿態(tài)能夠在有限的時間內(nèi)鎮(zhèn)定到目標(biāo)姿態(tài)。
　　最后，本文設(shè)計了不確定項上界未知時的有限時間控制律。根據(jù)時間尺度分離的原則將飛行器狀態(tài)分成對應(yīng)于四元數(shù)的慢子