挠性卫星的有限时间分段滑模姿态控制

发布时间：2021-04-19 07:19

　　现代卫星在执行空间任务时,离不开对卫星姿态的控制,由于姿态控制存在结构上的挠性附件振动、转动惯量不确定性、空间环境的干扰力矩等不确定因素,在设计姿态控制器时需要全面考虑。否则,卫星在执行空间任务时将很难实现需要的控制精度,姿态控制速度也会受到影响,严重时可能造成卫星姿态失控。本文在基于四元数和欧拉轴/角表示的挠性卫星模型基础上,针对具有转动惯量不确定性和外界干扰力矩的挠性卫星进行有限时间滑模姿态稳定和姿态跟踪控制。本文对于挠性卫星在执行控制任务中的姿态稳定和姿态跟踪控制主要进行以下几个方面的研究。针对挠性卫星姿态控制系统存在惯性不确定性和外界干扰的姿态稳定控制情况,设计有限时间稳定的分段滑模姿态控制器。在挠性模态信息可测情况下,利用滑模控制原理结合Lyapunov有限时间稳定定理,选取分段滑模面设计出有限时间滑模姿态稳定控制器以实现挠性卫星姿态的快速稳定。通过时间响应曲线验证控制器的稳定性,并且对比等效滑模控制器,在控制速度和控制精度上具有更优性能,对于挠性模态也有更好的抑制效果。由于实际情况中卫星的挠性模态信息难以测量获取,设计挠性信息观测器估计其测量值,在此基础上设计基于挠性信息观... 

【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校

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哈尔滨工业大学工程硕士学位论文1.2.1挠性卫星的姿态控制方法研究现状挠性卫星的姿态控制是挠性卫星控制系统中至关重要的一环，卫星姿态控制对于执行空间任务的卫星能否完成任务目标，保证指向精度以及稳定精度起决定性作用。挠性卫星姿态控制系统框图如图1-3所示，系统中各部分分工合作完成挠性卫星的姿态控制任务。图1-3挠性卫星姿态控制系统近年来，人们在卫星姿态控制领域进行了大量的研究。由于系统不确定性和外界扰动等不利因素会影响航天器的在轨飞行任务，目前研究的关键技术是在控制航天器姿态的同时还要保证航天器在飞行期间对系统不确定性和外界扰动等具有一定的鲁棒性。随着航天器应用领域越来越广泛，执行的任务也愈加复杂多样，因而航天器姿态控制的难度也在不断提高，所以对于航天器执行任务不同，对特定性能指标的要求也自然有所不同，现如今已有很多学者提出不同控制方法对执行不同任务的航天器进行分析设计。常见控制方法有：经典PID控制、滑模变结构控制、最优控制和自适应控制方法等[1]。虽然这些方法在航天器姿态控制中表现出了充分的可靠性，但也仅仅能够满足渐近稳定性和收敛性。然而在空间任务中，航天器的快速机动和快速追踪能力方面的研究一直都广受学者青睐。要想实现航天器的快速跟踪，就需要极大地提高渐近稳定和收敛控制的控制增益，这在实践中是无法实现的，所以研究具有快速稳定性和收敛性的控制算法是极其必要的。解决这一问题的理想办法便是有限时间控制方法。与常用的渐近稳定性与收敛性相比，有限时间控制方法要求闭环系统在李雅普诺夫意义下是稳定的，并且系统能够在有限时间内达到平衡。有限时间控制通常可以通过时间最优控制，齐次系统方法，有限时间稳定性方法，自适应控制和终端滑模控制等实现[2]。由

哈尔滨工业大学工程硕士学位论文第2章挠性卫星姿态数学模型及相关定理随着太空科技飞速发展，航天技术日益进步，人们对卫星的空间任务提出了更多复杂又高难度的要求，针对不同的空间任务，卫星的作业功能呈现多样化。在分析不同功能卫星之前，对于卫星模型的准确描述至关重要。现代卫星的结构多采用新型轻质材料以实现多种太空任务需求，减少发射成本以及提升卫星的载重性能，但同时也导致卫星结构的挠性增加，卫星姿态的不确定性影响加重，因此不同卫星的数学模型描述直接关系着卫星姿态控制系统的控制难易和计算效率。考虑实际情况中，卫星结构中的挠性部分会与刚体部分相互耦合，选取适合的姿态数学模型是进一步深入研究的基矗2.1坐标系定义为了方便描述挠性卫星的姿态以及建立挠性卫星的姿态动力学模型，本节首先给出几种太空中卫星经常涉及的坐标系定义。（1）地心惯性坐标系[40]地心惯性坐标系是以地心为原点，赤道平面为基准面的坐标系，简称为惯性坐标系。其中，Xi轴位于赤道平面内且正方向指向春分点方向；Zi轴正方向指向北极，同自转轴重合，垂直于地球赤道平面；Yi轴方向由Xi轴和Zi轴通过右手法则确定，如图2-1所示。图2-1地心惯性坐标系-10-


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