Finit-Zeit Haltungstrajektorienverfolgungsregelung für starre Raumfahrzeuge

In diesem Papier untersuchen wir das Problem der Finit-Zeit Haltungstrackingregelung für ein starres Raumfahrzeug in der speziellen orthogonalen Gruppe (SO (3)). Die exponentiellen Koordinaten, abgeleitet aus den Exponential- und Logarithmus-Abbildungen der Lie-Gruppe, werden verwendet, um den Haltungstrackingfehler auf SO (3) fast global eindeutig zu beschreiben, mit Ausnahme einer Null-Maßen-Menge, auf der die Logarithmus-Abbildung doppeltwertig ist. Um dieses Problem zu vermeiden, wird eine neuartige nicht-singuläre Gleitfläche entworfen, um zu garantieren, dass der Haltungstrackingfehler niemals die Null-Maßen-Menge erreicht und eine feste Zeitstabilität während der Gleiphasen bietet. Anschließend wird ein neuartiges kontinuierliches zweiter Ordnung Gleitmodusregelungsschema entwickelt, um den Systemzustand dazu zu bringen, in endlicher Zeit die gewünschte Gleitfläche zu erreichen. Das herausragende Merkmal des vorgeschlagenen Regelungsschemas ist, dass es das Schwingen-Phänomen erheblich unterdrückt. Darüber hinaus wird um das Fehlen von Winkelgeschwindigkeitsmessungen zu adressieren, ein Finit-Zeit-Beobachter vorgeschlagen, um die unbekannten Winkelgeschwindigkeitsinformationen in endlicher Zeit wiederherzustellen. Anschließend wird eine beobachterbasierte Finit-Zeit-Ausgangsrückführungregelungsstrategie erarbeitet. Schließlich werden numerische Simulationen präsentiert, um die Wirksamkeit des vorgeschlagenen Regelungsschemas zu demonstrieren.