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《指數(shù)時(shí)變滑?？刂拼蠼嵌葰W拉的剛體航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在工程資料-天天文庫(kù)。
1、指數(shù)時(shí)變滑模控制人角度歐拉的剛體航犬器姿態(tài)機(jī)動(dòng)摘耍一個(gè)具有全局魯棒性的特征軸機(jī)動(dòng)策略研究航天器大角度機(jī)動(dòng)?；瑒?dòng)設(shè)計(jì)了一個(gè)指數(shù)的時(shí)變滑模面模式的姿態(tài)控制算法，保證了滑動(dòng)模式發(fā)牛在開(kāi)始和消除到達(dá)時(shí)間不變的滑模控制相。所提出的控制法對(duì)匹配的外部干擾和系統(tǒng)的不確定性是全局魯棒，并確保在歐拉旋轉(zhuǎn)干擾和參數(shù)不確定性的存在。該控制律的穩(wěn)定性和全局滑模的存在通過(guò)Lyapunov方法證明了。此外，系統(tǒng)的狀態(tài)對(duì)以通過(guò)狀態(tài)方程的解析解完全預(yù)測(cè)，這表叨姿態(tài)誤差不表現(xiàn)出任何過(guò)沖和系統(tǒng)具有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。一個(gè)控制轉(zhuǎn)矩調(diào)節(jié)器是為確保
2、歐拉旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和下。最后，數(shù)值模擬驗(yàn)證控制律的優(yōu)點(diǎn)。關(guān)鍵詞：姿態(tài)機(jī)動(dòng)；非線性；歐拉軸旋轉(zhuǎn)；轉(zhuǎn)矩飽和；時(shí)變滑?？刂?.介紹在過(guò)去的兒十年里剛性航犬器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)己經(jīng)被廣泛的研究⑴8］。來(lái)去除強(qiáng)非線性和耦合，運(yùn)動(dòng)通常是分解成一系列的單軸旋轉(zhuǎn)［1］,,以犧牲反應(yīng)遲緩;非線性控制理論應(yīng)川于姿態(tài)機(jī)動(dòng)參考文獻(xiàn)［2］和機(jī)動(dòng)時(shí)間非常節(jié)省使川多軸旋轉(zhuǎn)而不是單一軸分解策略。多軸旋轉(zhuǎn)屮，歐拉旋轉(zhuǎn)的吸引力在于其憲法的最短路徑的兩個(gè)方向角［3-8］Z間。隨著機(jī)動(dòng)加速度的時(shí)間歷程，率態(tài)度被預(yù)先計(jì)算為開(kāi)放壞命令，歐拉軸旋轉(zhuǎn)是通
3、過(guò)噴氣［3］。然而，開(kāi)壞方案航犬器參數(shù)敏感，外部十?dāng)_和初始姿態(tài)角速度。B.魏某，等人［4?6］研究。大角度姿態(tài)四元數(shù)反饋策略機(jī)動(dòng)和姿態(tài)反饋調(diào)節(jié)器歐拉軸旋轉(zhuǎn)是在參考文獻(xiàn)［6］給出了在控制律中四元數(shù)的線性反饋誤差和角速率，以及非線性前饋角速度取消耦合力矩。H.seywald,等人。［7］控制的動(dòng)力學(xué)分析法律文獻(xiàn)［6］提供理論依據(jù)歐拉旋轉(zhuǎn)。s.o?華，等。［8］擴(kuò)展Rest-to-Rest動(dòng)移動(dòng)特征的角速度的正交分解，并通過(guò)快速阻尼垂直于歐拉角速度，實(shí)現(xiàn)了擬歐拉軸旋轉(zhuǎn)。此外，為了減少對(duì)依賴的慣性矩陣的知識(shí)，一
4、個(gè)獨(dú)立的模型四元反饋特征軸機(jī)動(dòng)控制律出J.勞頓，給定等［9-10］o然而，該參數(shù)的選擇還取決于慣性矩陣信息，這可以被視為一個(gè)擬歐拉軸旋轉(zhuǎn)控制策略。由丁?燃料消耗或負(fù)載的釋放，航天器質(zhì)量特性的變化往往導(dǎo)致的慣性矩陣的不確定性；此外，該航天器的空間擾動(dòng)的影響是不可避免的機(jī)動(dòng)過(guò)程中，共同呼吁的歐拉軸旋轉(zhuǎn)控制的強(qiáng)魯棒性算法。但值得強(qiáng)烈關(guān)注的是，魯棒性旋轉(zhuǎn)是不完全執(zhí)行的特征［6］?？紤]到干擾和不確定性的影響，上Ifii提到的通常的控制策略旋轉(zhuǎn)偏離歐拉的航天器。全局魯棒歐拉軸旋轉(zhuǎn)的策略似乎沒(méi)有以前被出版在開(kāi)放文學(xué)。
5、滑?？刂疲⊿MC）是一種非線性魯棒性控制方法，被廣泛應(yīng)用于當(dāng)系統(tǒng)的狀態(tài)和不確定性在滑動(dòng)表面［11-13］滑動(dòng)時(shí)航大器具對(duì)擾動(dòng)的魯棒性強(qiáng)度的姿態(tài)控制。S.R.vadali［11］研究了航天器姿態(tài)調(diào)節(jié)時(shí)，在滑動(dòng)表面的合成問(wèn)題，通過(guò)最小化平均平方數(shù)謀差和均方角速度使Z得到解決。T.A.W.徳懷爾，等人［42］給出了類似的結(jié)果，凱萊一羅徳里格斯作為姿態(tài)參數(shù)。J.L.crassidis［13］F展情況的姿態(tài)跟蹤問(wèn)題用修正的Rodrigues參數(shù)（MRPs）為態(tài)度表示。然而，魯棒性強(qiáng)度SMC是只有在系統(tǒng)狀態(tài)達(dá)到了滑
6、動(dòng)而，和性是沒(méi)有保證的在到達(dá)階段。在這個(gè)過(guò)程屮到達(dá)階段，系統(tǒng)還對(duì)參數(shù)敏感攝動(dòng)和外部干擾，和所需的系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)行為所支配在滑動(dòng)的滑動(dòng)面方程在開(kāi)始的一段時(shí)間后不能達(dá)到相運(yùn)動(dòng)。因此，時(shí)變滑?？刂疲═VSMC）是由一些學(xué)者提出了縮短或消除到達(dá)階段［14］利用時(shí)變滑模面，而不是時(shí)間不變滑動(dòng)而。滑動(dòng)面穿過(guò)系統(tǒng)的初始狀態(tài)開(kāi)始時(shí)的運(yùn)動(dòng)和走向一個(gè)預(yù)定的時(shí)I'可不變的滑動(dòng)在平移或旋轉(zhuǎn)llllffio逐步的時(shí)變滑模面設(shè)計(jì)是由S.B.Choi,等人［14］,然而，由于滑動(dòng)表面位移不連續(xù)，逐步變滑模控制不能夠消除完全徹底，但只有縮
7、短。隨示，A.bartoszewicz［15］捉出了-?種連續(xù)時(shí)變滑動(dòng)一類二階模式控制策略非線性單輸入單輸出（SISO）系統(tǒng)。通過(guò)添加常數(shù)項(xiàng)和一次項(xiàng)的時(shí)間不變的滑動(dòng)面，滑動(dòng)面翻譯時(shí)無(wú)需旋轉(zhuǎn)。作為系統(tǒng)狀態(tài)被保持在滑動(dòng)面在運(yùn)動(dòng),達(dá)到相完全消除系統(tǒng)對(duì)外部配套的全局魯棒擾動(dòng)和參數(shù)不確定性。丫?問(wèn)：金，等鋁。［16］移滑動(dòng)表血?的轉(zhuǎn)動(dòng)而不是一類二階非線性多翻譯一輸入多輸出（MIMO）系統(tǒng),并應(yīng)用TVSMC到剛體航犬器的姿態(tài)跟蹤控制，然而，對(duì)產(chǎn)物的推導(dǎo)的選擇作為滑動(dòng)面參數(shù)是不可取的因?yàn)樗牟豢芍苯訙y(cè)量?；诎踩珣B(tài)度
8、的一些有趣的運(yùn)動(dòng)學(xué)性質(zhì)，一個(gè)指數(shù)的時(shí)變滑模面與角速率和MRPS滑動(dòng)設(shè)計(jì)表面參數(shù)，和指數(shù)時(shí)變滑?？刂坡桑╡tvsmc）提出了大角度姿態(tài)歐拉休息休息剛體航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)，保證了全局魯棒性對(duì)外部干擾和參數(shù)不確定性和歐拉旋轉(zhuǎn)性能保證的同時(shí)。利用Lyapunov方法證明提出的控制律的穩(wěn)定性和全局滑模的存在。全球滑動(dòng)模式的特征是高度耦合的非線性系統(tǒng)的完全解耦和線性化。大多數(shù)明顯地，當(dāng)給定初始條件下，系統(tǒng)的行為可以完全預(yù)測(cè)。此外，由于物理限制控制飽和執(zhí)行機(jī)
