未知扰动下挠性卫星量化精度姿态跟踪控制
收稿日期: 2025-12-19
修回日期: 2026-01-14
录用日期: 2026-03-31
网络出版日期: 2026-04-14
基金资助
国家重点研发计划(2021YFC2202901);国家重点研发计划(2023YFC2206004);国家重点研发计划(2024YFC2207203);国家自然科学基金(U25B2052);黑龙江省自然科学基金(YQ2024F010);微小型航天器快速设计与智能集群全国重点实验室基金(MS02240103)
Quantitative precision attitude tracking control of flexible satellite under unknown disturbance
Received date: 2025-12-19
Revised date: 2026-01-14
Accepted date: 2026-03-31
Online published: 2026-04-14
Supported by
National Key Research and Development Program of China(2021YFC2202901);National Natural Science Foundation of China(U25B2052);Heilongjiang Provincial Natural Science Foundation(YQ2024F010);State Key Laboratory Foundation of Micro-Spacecraft Rapid Design and Intelligent Cluster(MS02240103)
人造卫星通常需要携带一些挠性附件以满足其通信和能量的需求，这类附件与卫星中心刚体间的耦合效应会严重影响姿态控制的响应速度和控制精度。面向挠性卫星的快速高精度姿态控制问题，提出了一种连续非奇异的量化精度姿态跟踪控制方法。首先，设计了一个非奇异终端滑模面，如果该终端滑模面的值保持在零附近指定的邻域以内，姿态跟踪误差将在规定的时间内收敛到要求的精度并长期保持。然后，将性能函数方法与该终端滑模面结合，构造了一个连续非奇异姿态跟踪控制器。在该控制器作用下，终端滑模面将在指定的时刻之后保持在上述零附近的指定邻域内，由此实现了挠性卫星的量化精度姿态跟踪控制。考虑到现实中卫星会受到各种扰动的影响，并且挠性附件的振动情况难以通过传感器实时测量，分别设计了2个自适应律用于抑制上界未知的外部扰动力矩和挠性附件振动引起的刚柔耦合效应。最后，通过数值仿真对所提姿态控制方法的有效性进行了验证。
王云腾 , 肖岩 , 叶东 , 张剑桥 , 孙兆伟 . 未知扰动下挠性卫星量化精度姿态跟踪控制[J]. 航空学报, 2026 , 47(17) : 333262 -333262 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2026.33262
Artificial satellites usually need to carry some flexible appendages to meet the communication and energy requirements. The coupling effect between these appendages and the central rigid body will seriously affect the response speed and control precision of attitude control. Aiming at the fast and high-precision attitude control problem of flexible satellite， a continuous nonsingular quantitative precision attitude tracking control scheme is proposed. Firstly， a nonsingular terminal sliding mode is designed. If the value of the terminal sliding mode is retained within a specified neighborhood near zero， the attitude tracking error will converge to the demanded precision within the required time and maintain it over a long term. Then， a continuous nonsingular attitude tracking controller is constructed by combining the performance function method with the designed terminal sliding mode. Under the proposed controller， the terminal sliding mode will keep within the above specified neighborhood near zero after the specified moment， thus achieving the quantitative precision attitude tracking of flexible satellite. In reality， the satellite is affected by various disturbances， and the vibration of the flexible appendages is difficult to measure in real time by the sensors. Motivated by them， two adaptive laws are designed to reject the external disturbance torque with unknown upper bound and the rigid-flexible coupling effect resulting from flexible vibration， respectively. Finally， the effectiveness of the proposed attitude control scheme is verified by numerical simulations.
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