控制输入受限的挠性航天器有限时间姿态控制

发布时间：2018-06-25 06:02

  本文选题：路径优化 + 高斯伪谱法　； 参考：《航天控制》2016年05期

【摘要】：针对控制输入受限的挠性航天器有限时间姿态控制问题,提出一种将姿态路径优化和终端滑模控制相结合的方法。首先,为了解决控制受限以及挠性附件的振动问题,对航天器姿态机动路径进行了优化设计。其次,基于终端滑模控制思想,设计了一种有限时间控制器,利用Lyapunov稳定性理论证明了挠性航天器姿态控制系统的全局稳定性。最后的仿真结果表明,所设计的姿态控制器不仅保证了挠性航天器能在有限的时间内完成姿态机动,而且对空间环境干扰和挠性附件振动具有较强的鲁棒性。
[Abstract]:Aiming at the finite time attitude control problem of flexible spacecraft with limited control input, a method combining attitude path optimization and terminal sliding mode control is proposed. Firstly, in order to solve the problem of limited control and vibration of flexible appendages, the attitude maneuver path of spacecraft is optimized. Secondly, based on the idea of terminal sliding mode control, a finite time controller is designed, and the global stability of flexible spacecraft attitude control system is proved by Lyapunov stability theory. Finally, the simulation results show that the designed attitude controller not only ensures the flexible spacecraft to complete attitude maneuver in a limited time, but also has strong robustness to the disturbance of space environment and the vibration of flexible appendages.
【作者单位】： 上海交通大学航空航天学院;
【分类号】：V448.22

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本文编号：2064907