"航天器姿态控制的滑模控制与抖振问题研究"

航天器姿态控制是航天器完成特定飞行任务的重要技术要求之一，尤其是对地观测卫星在轨运行和对地观测任务中，要求卫星能够在干扰环境下实现高精度的对地指向，对姿态控制提出了更高的要求。近年来，卫星姿态控制领域取得了许多成果，包括经典的PID 控制、最优控制、鲁棒控制、自适应控制、滑模控制和模糊控制等。 滑模控制作为一种特殊的非线性控制方法，在控制过程中，系统的状态沿着滑动模态运动，具有很好的鲁棒性。然而，在实际系统中，状态轨迹一般不会完全沿着滑模面运动，而是在滑模面两侧来回穿越，产生抖动。对航天器来说，这种抖动不仅会影响系统的控制精度和增加能量消耗，还有可能激发系统的高频未建模动态，使系统产生振荡甚至失稳。因此，国内外许多学者从不同的角度提出了解决这一问题的方法。 文献[9]中提出了改进滑模切换函数的方法，引入了边界层的概念。在边界层外采用滑模切换函数，在边界层内使用饱和函数替代切换函数，通过减少切换增益来减小抖振。然而，当系统存在参数不确定性和外界存在扰动时，边界层的方法会产生稳态误差。此外，传统的滑模控制中系统的相轨迹设计需要满足一定的条件，对于航天器姿态跟踪任务来说，并不一定能够满足实际需求。 为了解决这些问题，本文提出了一种基于有限时间自适应积分滑模控制的航天器姿态跟踪方法。该方法充分考虑了航天器姿态控制中存在的参数不确定性和外界扰动的影响，通过引入有限时间自适应积分滑模控制，实现了在有限时间内使系统状态轨迹收敛到滑模面，同时克服了传统滑模控制中存在的抖振问题。该方法通过自适应积分控制器对系统参数不确定性进行补偿，同时利用有限时间稳定理论保证了系统在有限时间内收敛到滑模面。数值仿真结果表明，所提出的方法不仅能够在航天器姿态控制任务中实现高精度的姿态跟踪，而且对参数不确定性和外界扰动具有良好的鲁棒性。 综上所述，航天器姿态控制是航天器飞行任务中的重要技术要求之一，而滑模控制作为一种重要的非线性控制方法，其在航天器姿态控制中的应用受到了广泛的关注。然而，传统的滑模控制在面对参数不确定性和外界扰动时存在一定的局限性。因此，本文提出了一种基于有限时间自适应积分滑模控制的航天器姿态跟踪方法，充分考虑了参数不确定性和外界扰动的影响，实现了在有限时间内使系统状态轨迹收敛到滑模面，并取得了良好的控制效果。这一方法为航天器姿态控制问题的研究提供了新的思路和方法，具有一定的理论和实际应用价值。