本文選題：路徑優(yōu)化 + 高斯偽譜法��； 參考：《航天控制》2016年05期

【摘要】：針對(duì)控制輸入受限的撓性航天器有限時(shí)間姿態(tài)控制問(wèn)題,提出一種將姿態(tài)路徑優(yōu)化和終端滑�？刂葡嘟Y(jié)合的方法。首先,為了解決控制受限以及撓性附件的振動(dòng)問(wèn)題,對(duì)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)路徑進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。其次,基于終端滑�？刂扑枷�,設(shè)計(jì)了一種有限時(shí)間控制器,利用Lyapunov穩(wěn)定性理論證明了撓性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。最后的仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制器不僅保證了撓性航天器能在有限的時(shí)間內(nèi)完成姿態(tài)機(jī)動(dòng),而且對(duì)空間環(huán)境干擾和撓性附件振動(dòng)具有較強(qiáng)的魯棒性。
[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.
【作者單位】： 上海交通大學(xué)航空航天學(xué)院;
【分類號(hào)】：V448.22

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本文編號(hào)：2064907