论文部分内容阅读
该文介绍了一种非线性姿态系统的滑模变结构渐近稳定控制律。从飞行器姿态控制的具体问题出发，针对姿态系统模型自身的非线性特点和控制任务要求，将非线性姿态控制律的求取分为两步骤完成：在三个体轴旋转角速度和三个姿态角都可以得到的前提下，选取姿态角偏差作为新的状态变量，给出角偏差方程渐近稳定且解耦时体轴旋转角速度所应满足的一组条件，同体轴旋转角速度所应满足的这一组条件构造了一组切换面，应用变结构控制方法求解出非线性姿态稳定控制律。对某空间飞行器的姿态控制系统进行了数值仿真，仿真结果证明了该方法的有效性。