本文選題：航天器 + 姿態(tài)控制��； 參考：《空間控制技術(shù)與應(yīng)用》2016年04期

【摘要】：本文研究具有參數(shù)不確定性和外部擾動(dòng)的航天器姿態(tài)控制問題.針對修正羅德里格參數(shù)表征的航天器姿態(tài)模型提出一種有限時(shí)間時(shí)變滑模函數(shù),在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)一種有限時(shí)間收斂的滑模姿態(tài)控制方法,并證明其穩(wěn)定性,給出控制參數(shù)的設(shè)計(jì)方法.該方法在保證系統(tǒng)漸近穩(wěn)定的前提下,不僅能夠?qū)崿F(xiàn)姿態(tài)跟蹤誤差在有限時(shí)間內(nèi)收斂,而且能夠?qū)崿F(xiàn)姿態(tài)跟蹤誤差在設(shè)定的時(shí)間收斂,且全局具有滑模動(dòng)態(tài)確定的系統(tǒng)響應(yīng).通過仿真結(jié)果驗(yàn)證本文提出方法的有效性.
[Abstract]:In this paper, the attitude control problem of spacecraft with parameter uncertainty and external disturbance is studied. A finite time time-varying sliding mode function is proposed for the spacecraft attitude model characterized by modified Rodrigo parameters. Based on this, a sliding mode attitude control method with finite time convergence is designed and its stability is proved. The design method of control parameters is given. On the premise of ensuring the asymptotic stability of the system, this method can not only realize the convergence of the attitude tracking error in finite time, but also realize the time convergence of the attitude tracking error, and the global response of the system with sliding mode dynamic determination can be realized. The effectiveness of the proposed method is verified by simulation results.
【作者單位】： 北京控制工程研究所;
【基金】：國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(61573060)
【分類號(hào)】：V448.2

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本文編號(hào)：2078294