[发明专利]一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法

权利要求书

1.一种航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：所述航天器鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制方法的具体过程包括：

步骤一：建立刚体航天器姿态运动学与动力学模型，即姿态跟踪系统；

步骤二：根据步骤一定义快速非奇异终端滑模面和辅助系统，其具体过程为；

构造如下快速非奇异终端滑模面：

其中，

r₁＝(2-γ)η^γ-1,r₂＝(γ-1)η^γ-2,0＜γ,η＜1 (15)

其中，γ和η为滑模面的结构参数；

定义如下辅助系统：

其中Δu＝sat(u)-u由执行器饱和而引起的输入误差信号，ζ∈R^3×1表示辅助系统的状态变量，S∈R^3×1即为式(12)定义的滑模面变量，k₁和k₂为辅助系统的结构参数；

步骤三：进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；

当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知常数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统进行鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计；

当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，根据步骤二中得到的快速非奇异终端滑模面和辅助系统并结合自适应算法进行自适应鲁棒有限时间饱和姿态跟踪控制器设计，其具体过程为：

姿态跟踪系统(1)和(2)的综合不确定性δ有界，且满足如下约束：

其中，为角速度误差矢量的2-范数，c₀，c₁和c₂为未知正数；

控制指令信号u₂的设计如下：

u_r＝-τ₁S-τ₂sig^ρ(S) (65)

其中，p₀，p₁，p₂，χ₀，χ₁和χ₂均为控制器参数，和为c₀，c₁和c₂的估计值；

对于(1)和(2)描述的姿态跟踪系统，当姿态跟踪系统综合不确定性δ上界为未知函数时，辅助系统设计如(18)，且控制器设计如(61)所示，则有如下结论成立：

(i)滑模面变量S在有限时间收敛到原点的小邻域内；

其中，

(ii)姿态误差四元数和角速度误差矢量在有限时间内收敛至期望平衡点的小邻域内：