針對航天器姿態(tài)跟蹤控制問題,設(shè)計(jì)一類考慮輸入飽和的快速有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制器。采用四元數(shù)描述法建立航天器姿態(tài)模型,結(jié)合最優(yōu)控制理論和快速有限時(shí)間穩(wěn)定理論,對航天器姿態(tài)模型設(shè)計(jì)快速有限時(shí)間姿態(tài)控制器,并引入一類新型的飽和函數(shù)用以保證航天器控制力矩的輸出受限。理論分析表明,所設(shè)計(jì)的控制器能保證收斂誤差在有限時(shí)間內(nèi)快速收斂于零。數(shù)值仿真結(jié)果驗(yàn)證了本設(shè)計(jì)方案的有效性。

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圖1 四元數(shù)響應(yīng)曲線

航天器姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的四元數(shù)響應(yīng)曲線對比如圖1所示。在快速有限時(shí)間控制律的設(shè)計(jì)下，四元數(shù)q0,q1,q2,q3的響應(yīng)速度明顯比有限時(shí)間控制器能夠更快地達(dá)到穩(wěn)態(tài)，而且還在一定程度上抑制了q2和q3中的擾動(dòng)。角速度響應(yīng)曲線如圖2所示，角速度誤差響應(yīng)曲線如圖3所示。兩種方法均能實(shí)現(xiàn)姿....

圖2 角速度響應(yīng)曲線

角速度響應(yīng)曲線如圖2所示，角速度誤差響應(yīng)曲線如圖3所示。兩種方法均能實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟蹤，但相比于有限時(shí)間控制方法來說，本文所設(shè)計(jì)的快速有限時(shí)間控制器能夠以較快的速度和相當(dāng)準(zhǔn)確的控制精度跟蹤上最優(yōu)角速度ωd*，使性能指標(biāo)Θ更快達(dá)到極小。圖3角速度誤差響應(yīng)曲線

圖3 角速度誤差響應(yīng)曲線

圖2角速度響應(yīng)曲線控制力矩響應(yīng)曲線如圖4所示。本文設(shè)計(jì)的快速有限時(shí)間控制器的響應(yīng)時(shí)間明顯比有限時(shí)間控制器的響應(yīng)時(shí)間快。需要注意的是，本文的設(shè)計(jì)方案并沒有考慮到輸入飽和問題，所以控制器的峰值力矩相對較高，從而導(dǎo)致控制器輸入的能量消耗。

圖4 控制力矩響應(yīng)曲線

控制力矩響應(yīng)曲線如圖4所示。本文設(shè)計(jì)的快速有限時(shí)間控制器的響應(yīng)時(shí)間明顯比有限時(shí)間控制器的響應(yīng)時(shí)間快。需要注意的是，本文的設(shè)計(jì)方案并沒有考慮到輸入飽和問題，所以控制器的峰值力矩相對較高，從而導(dǎo)致控制器輸入的能量消耗。3.2基于輸入飽和的快速有限時(shí)間控制方案仿真分析

本文編號(hào)：4043433