76、基于自抗扰控制的挠性航天器鲁棒固定时间姿态稳定及飞机半实物仿真系统可信度评估研究

基于自抗扰控制的挠性航天器鲁棒固定时间姿态稳定及飞机半实物仿真系统可信度评估研究

挠性航天器鲁棒固定时间姿态稳定

在航天领域，挠性航天器的姿态稳定控制是一个关键问题。其目标是在不测量角速度的情况下，在固定时间内将挠性航天器的姿态稳定在平衡位置附近。

1. 问题建模
   • 运动学模型 ：在惯性主轴固连坐标系中建立挠性航天器姿态的数学模型，用欧拉角描述姿态运动学。相关公式如下：
   • (\omega = R(\Theta) \dot{\Theta} - \omega_c(\Theta))
   • 其中，(R(\Theta) =\begin{bmatrix}1 & 0 & -\sin\theta\ 0 & \cos\phi & \sin\phi\cos\theta\ 0 & -\sin\phi & \cos\phi\cos\theta\end{bmatrix})，(\omega_c(\Theta) = \Omega[\cos\theta\sin\psi, \cos\phi\cos\psi + \sin\phi\sin\theta\sin\psi, -\sin\phi\cos\psi + \cos\phi\sin\theta\sin\psi]^T)，(\omega) 是挠性航天器相对于惯性主轴固连坐标系的角速度，(\Omega) 是轨道角速度，(\Theta = [\phi, \theta, \psi]^T) 表示姿态角向量。
   • 考虑小角度姿态偏差时，可近似为 (\omega = [\