針對規(guī)避多個禁止指向區(qū)域的航天器姿態(tài)機(jī)動控制問題,本文在利用勢函數(shù)法構(gòu)造約束條件的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了一種基于反步法的航天器姿態(tài)機(jī)動控制律。首先,構(gòu)造了一種通用的基于誤差四元數(shù)的航天器錐形禁止指向姿態(tài)集描述,并將其轉(zhuǎn)化為凸約束集形式。其次,基于該凸約束集,提出了一種物理意義明確的新型凸勢函數(shù)構(gòu)造方法,且該勢函數(shù)僅存在唯一全局最小值,避免了傳統(tǒng)勢函數(shù)的局部極小值問題。進(jìn)一步地,考慮多個禁止指向區(qū)域,設(shè)計(jì)了一種基于反步法的航天器姿態(tài)機(jī)動控制律。最后,通過典型數(shù)值仿真算例表明了本文所提出控制算法的有效性和優(yōu)越性。 

【文章來源】：宇航學(xué)報(bào). 2020,41(08)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

禁止姿態(tài)示意圖

從圖2、圖3可以看出,航天器誤差四元數(shù)以及誤差角速度的調(diào)節(jié)時間在60 s左右,系統(tǒng)的超調(diào)量和穩(wěn)態(tài)誤差范圍合理。但由于控制律設(shè)計(jì)采用反步法,系統(tǒng)在到達(dá)平衡狀態(tài)附近的控制作用較弱,趨向于平衡狀態(tài)的時間較長。同時,圖4中控制力矩的幅值始終小于10 N·m,滿足飽和約束,但控制幅值受限帶來了系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時間較長的不利影響。圖3 航天器誤差角速度仿真結(jié)果

航天器誤差角速度仿真結(jié)果

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]微小衛(wèi)星多約束姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法[J]. 馮振欣,郭建國,周軍.  宇航學(xué)報(bào). 2019(10)
[2]航天器避障交會有限時間滑模控制[J]. 馮麗程,白玉鑄,陳小前.  宇航學(xué)報(bào). 2016(11)
[3]規(guī)避姿態(tài)禁區(qū)的航天器姿態(tài)機(jī)動路徑規(guī)劃[J]. 繆遠(yuǎn)明,潘騰.  航天器工程. 2015(04)
[4]基于改進(jìn)勢函數(shù)法的受約束航天器姿態(tài)機(jī)動控制[J]. 張景瑞,羅楊,張堯.  清華大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版). 2013(08)
[5]考慮未知輸入飽和的指向約束姿態(tài)機(jī)動控制[J]. 崔祜濤,程小軍.  宇航學(xué)報(bào). 2013(03)
[6]考慮姿態(tài)禁忌約束的航天器安全姿態(tài)跟蹤控制[J]. 鄭重,宋申民,張保群.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2013(03)
[7]基于反步法的主從航天器相對姿態(tài)控制[J]. 馬廣富,張海博,胡慶雷.  控制理論與應(yīng)用. 2012(06)



本文編號：3373319