小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法

1.本发明涉及一种在小天体表面弹跳移动过程中，通过有限时间自适应滑模控制算法对探测器着陆前姿态进行机动控制的方法，属于深空探测领域。


背景技术：

2.在小天体探测任务中，表面进行移动探测是一种重要方式。与行星表面环境不同的是，小天体的引力极其微小，表面环境复杂多变，传统的轮式结构探测器在其表面行走和控制变得极其困难，目前存在一种弹跳移动的表面移动方式。弹跳移动具有可越过障碍物、能在短时间内实现长距离移动等优点，但如果不施加控制，探测器在起跳后的姿态会因初始误差、参数不确定性以及环境扰动等影响发生变化，导致探测器在着陆碰撞后的轨迹难以预测，探测器将会无法到达目标区域。因此，需要研究探测器在与地面发生碰撞前，通过控制将本体姿态在有限时间内机动到目标姿态的方法，使探测器以确定的姿态与地面发生碰撞。
3.目前已有的小天体探测器姿态控制方法主要有pid控制算法、模糊控制算法等。pid控制算法是一种基于反馈的控制方法，可以通过调节控制器的比例、积分和微分参数，实现对系统的控制，但对系统的稳定性和抗干扰性较为敏感，如果参数调节不当，可能会导致系统稳定性和抗干扰性下降。模糊控制算法是一种基于模糊逻辑的控制方法，根据系统的输入和输出之间的关系，将输入和输出分别进行模糊化和解模糊化处理，从而实现对系统的控制，但是模糊控制算法的控制规则较为复杂，不利于对控制系统进行优化和调试。


技术实现要素：

4.本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法主要解决的技术问题是：立方体探测器的转动惯量具有不确定性，在探测器起跳时会引起初始误差，同时探测器在小天体表面会受到外界环境的干扰，导致起跳后的探测器姿态会发生无法预测的变化。通过设计包含有限时间控制的滑模控制方法将探测器的姿态稳定到目标碰撞姿态；同时在滑模控制器中加入自适应机制，对系统的模型不确定性和扰动进行补偿，提高系统的鲁棒性。本发明通过构建包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，在有限时间内实现立方体形状的探测器在小天体表面弹跳移动过程中的姿态机动控制，使探测器系统具有良好的鲁棒性，且能够提高姿态控制精度和效率。
5.本发明是通过下属技术方案实现的。
6.本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，针对探测器弹跳移动的姿态机动问题，分别建立探测器在小天体固连坐标系和小天体表面坐标系下起跳后的动力学方程。在探测器在起跳后因转动惯量的不确定和外界干扰，其姿态的变化会使碰撞后的下一次弹跳过程变得无法预测，通过建立包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，设计包括有限时间控制的滑模面，提高探测器系统状态的收敛效率以及姿态机动控制精度。在有限时间滑模面的基础上引入自适应机
制，增强探测器系统的鲁棒性，进而保证探测器能够以较快的速度和较好的精度机动到目标碰撞姿态。
7.本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，包括如下步骤：
8.步骤1：分别建立探测器在小天体固连坐标系o
b-xbybzb和表面坐标系o-xyz下的弹跳轨迹动力学方程。
9.针对探测器的单次弹跳移动问题，在小天体固连坐标系下，探测器在起跳后的动力学方程表示为
[0010][0011]
其中，rb、vb分别为探测器的位置和速度矢量，ω为小天体的自旋角速度，g为小天体的引力加速度矢量。
[0012]
在表面坐标系下，探测器的动力学方程为
[0013][0014]
其中，r、v分别为探测器的位置和速度矢量，ρ为表面坐标系原点相对小天体中心的位置矢量，为从本体坐标系转换到表面坐标系的矩阵。
[0015]
步骤2：建立探测器在本体坐标系下的姿态动力学模型和姿态运动学模型，定义探测器的误差角速度和误差四元数，解出本体坐标系相对于目标坐标系的旋转矩阵。由于探测器的转动惯量存在不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部分，并将转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰，即通过探测器受到的总干扰表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，进而得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型。
[0016]
在本体坐标系下，构建立方体探测器的姿态动力学模型为：
[0017][0018]
其中，ω为探测器的姿态角速度，j为探测器的转动惯量矩阵，u为控制力矩，d为外部干扰力矩，并定义外部干扰力矩为范数有界的高斯白噪声，即
[0019]
探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的四元数为角速度为ω＝[ω
x ω
y ωz]
t
，则探测器的姿态运动学为：
[0020][0021]
其中，q0为四元数的标部，qv为四元数的矢部，且
[0022][0023]
探测器在飞行过程中的期望四元数为qf，期望角速度为ωf，定义误差四元数为qe，有：
[0024][0025]
则得到目标坐标系到本体坐标系的旋转矩阵为：
[0026][0027]
则本体坐标系相对于目标坐标系的误差角速度定义为：
[0028][0029]
将式(4)(6)(8)联立得探测器基于误差四元数的姿态运动学方程为：
[0030][0031]
将式(8)带入式(3)得到探测器基于误差角速度的姿态动力学模型为：
[0032][0033]
考虑探测器的转动惯量具有不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部分，即代入式(11)得：
[0034][0035]
其中，转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰de为：
[0036][0037]
通过探测器受到的总干扰de表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，进而得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型如公式(12)所示。
[0038]
步骤3：立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面。构建lyapunov函数对终端滑模面进行验证，利用有限时间控制原理验证所述终端滑模面在有限时间收敛，通过终端滑模面使立方体探测器在有限时间内到达目标姿态。
[0039]
立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面如公式(13)所示：
[0040]
s＝ωe+ksig
β
(q
ev
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)
[0041]
其中，k为正常数，sig
β
(q
ev
)＝[sig
β
(q
e1
)sig
β
(q
e2
)sig
β
(q
e3
)]
t
，且sig
β
(q
ei
)＝sgn(q
ei
)|q
ei
|
β
，i＝1,2,3，0《β《1。
[0042]
构建lyapunov函数为：
[0043][0044]
对上式(14)求导得：
[0045][0046]
当探测器系统状态到达滑模面时s＝0，即ω＝-ksgn
β
(q
ev
)，代入式(15)得：
[0047][0048]
又则即：
[0049][0050]
公式(17)满足有限时间稳定定理，进而验证所述终端滑模面在有限时间收敛，进而通过如公式(13)所示包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面，能够保证立方体探测器在有限时间内到达目标姿态。
[0051]
步骤4：基于步骤2中立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，在步骤3所述的终端滑模面上通过自适应机制对总干扰进行动态估计，选择指数趋近律设计有限时间稳定的滑模控制律，并将估计后的动态总干扰项引入有限时间稳定的滑模控制律得到有限时间自适应滑模控制律，进而消除立方体探测器的转动惯量不确定性和环境扰动对探测器系统稳定性的影响，提高探测器姿态控制系统的鲁棒性。
[0052]
对包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面式(13)两边进行求导，并将式(9)代入得：
[0053][0054]
对式(18)两边同时乘以并将式(12)代入得：
[0055][0056]
选择指数趋近律代入上式，得到有限时间自适应滑模控制律如下：
[0057][0058]
其中，为扰动上限||de||
∞
的估计值，且c＞0为自适应速度常数，ε为正常数。
[0059]
选取lyapunov函数为：
[0060][0061]
求导，得：
[0062][0063]
故滑模面趋于一致渐近稳定且系统能在有限时间收敛到滑模面。
[0064]
步骤5：将步骤4中得到的立方体探测器有限时间自适应滑模控制律代入到步骤2中所述的包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，进而在有限时间内实现立方体形状的探测器在小天体表面弹跳移动过程中的姿态机动控制，提高探测器系统的鲁棒性，且能够提高姿态控制精度和效率。
[0065]
有益效果：
[0066]
1、本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面，同时构建lyapunov函数对终端滑模面进行验证，利用有限时间控制原理验证所述终端滑模面在有限时间收敛，避免探测器闭环系统状态需要在时间趋于无穷大时收敛到零的问题，提高探测器系统的收敛效率。
[0067]
2、本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，通过探测器受到的总干扰表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误
差姿态动力学模型，并在有限时间滑模控制律中引入自适应机制消除总干扰对探测器控制系统稳定性的影响，提高系统的鲁棒性。
[0068]
3、本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，建立探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，构建有限时间控自适应滑模控制律，消除探测器受到的自身不确定性干扰和外界干扰，使探测器能够以目标姿态与地面发生碰撞，保证下一次弹跳过程的可控性。
附图说明
[0069]
图1是本发明的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法流程示意图；
[0070]
图2是本发明实例中的探测器在飞行过程中姿态控制的四元数变化曲线；
[0071]
图3是本发明实例中的探测器在飞行过程中姿态控制的角速度变化曲线；
[0072]
图4是本发明实例中的探测器在模拟小天体表面的弹跳移动轨迹图。
具体实施方式
[0073]
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
[0074]
如图1所示，本实施例公开的弱引力小天体表面弹跳轨迹修正控制方法，具体实现步骤如下：
[0075]
步骤1：分别建立探测器在小天体固连坐标系o
b-xbybzb和表面坐标系o-xyz下的弹跳轨迹动力学方程。以小天体eros为例，在模拟的表面地形条件下对本发明所公开的方法进行仿真验证。小天体的物理参数为：三维尺寸34.4km
×
11.2km
×
11.2km，质量6.69
×
1015kg，密度2.67
×
103kg/m3，绕其惯性主轴自旋角速度3.31
×
10-4
rad/s，引力常数为6.67
×
10-11
nm2/kg2。。以探测器初始起跳位置为原点建立表面坐标系，初始起跳位置为r0＝[0,0,0]
t
m，探测器目标点位置为rd＝[50,50,0]
t
m。
[0076]
针对探测器的单次弹跳移动问题，在小天体固连坐标系下，探测器在起跳后的动力学方程表示为
[0077][0078]
其中，rb、vb分别为探测器的位置和速度矢量，ω为小天体的自旋角速度，g为小天体的引力加速度矢量。
[0079]
在表面坐标系下，探测器的动力学方程为
[0080][0081]
其中，r、v分别为探测器的位置和速度矢量，ρ为表面坐标系原点相对小天体中心的位置矢量，为从本体坐标系转换到表面坐标系的矩阵。
[0082]
步骤2：建立探测器在本体坐标系下的姿态动力学模型和姿态运动学模型，定义探测器的误差角速度和误差四元数，解出本体坐标系相对于目标坐标系的旋转矩阵。由于探
测器的转动惯量存在不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部分，并将转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰，即通过探测器受到的总干扰表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，进而得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型。
[0083]
探测器转动惯量的确定部分为不确定性
△
j取标称值的2％，d＝0.0001n
·
m。
[0084]
在本体坐标系下，构建立方体探测器的姿态动力学模型为：
[0085][0086]
其中，ω为探测器的姿态角速度，j为探测器的转动惯量矩阵，u为控制力矩，d为外部干扰力矩，并假定外部干扰力矩为范数有界的高斯白噪声，即
[0087]
设探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的四元数为角速度为ω＝[ω
x ω
y ωz]
t
，则探测器的姿态运动学为：
[0088][0089]
其中，q0为四元数的标部，qv为四元数的矢部，且
[0090][0091]
探测器在飞行过程中的期望四元数为qf＝[1,0,0,0]
t
，期望角速度为ωf＝[0,0,0]
t
，定义误差四元数为qe，有：
[0092][0093]
则能够得到目标坐标系到本体坐标系的旋转矩阵为：
[0094][0095]
则本体坐标系相对于目标坐标系的误差角速度定义为：
[0096]
ωe＝ω-ceωfꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(30)
[0097]
将式(26)(28)(30)联立可得探测器基于误差四元数的姿态运动学方程为：
[0098][0099]
将式(30)带入式(25)得到探测器基于误差角速度的姿态动力学模型为：
[0100][0101]
考虑探测器的转动惯量具有不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部分，即代入式(33)得：
[0102][0103]
其中，转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰de为：
[0104][0105]
步骤3：立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面。构建lyapunov函数对终端滑模面进行验证，利用有限时间控制原理验证所述终端滑模面在有限时间收敛，通过终端滑模面使立方体探测器在有限时间内到达目标姿态。
[0106]
立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面如公式(35)所示：
[0107]
s＝ωe+ksig
β
(q
ev
)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(35)
[0108]
其中，k＝0.1，sig
β
(q
ev
)＝[sig
β
(q
e1
) sig
β
(q
e2
) sig
β
(q
e3
)]
t
，且sig
β
(q
ei
)＝sgn(q
ei
)|q
ei
|
β
，i＝1,2,3，β＝0.8。
[0109]
选取lyapunov函数为：
[0110][0111]
对上式(36)求导得：
[0112][0113]
当系统状态到达滑模面时s＝0，即ω＝-ksgn
β
(q
ev
)，代入式(37)可得：
[0114][0115]
又则即：
[0116]
[0117]
公式(39)满足有限时间稳定定理，进而验证所述终端滑模面在有限时间收敛，进而通过如公式(35)所示包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面，能够保证立方体探测器在有限时间内到达目标姿态。
[0118]
步骤4：基于步骤2中立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，在步骤3所述的终端滑模面上通过自适应机制对总干扰进行动态估计，选择指数趋近律设计有限时间稳定的滑模控制律，并将估计后的动态总干扰项引入有限时间稳定的滑模控制律得到有限时间自适应滑模控制律，进而消除立方体探测器的转动惯量不确定性和环境扰动对探测器系统稳定性的影响，提高探测器姿态控制系统的鲁棒性。
[0119]
对包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面式(35)两边进行求导，并将式(31)代入得：
[0120][0121]
对式(40)两边同时乘以并将式(34)代入得：
[0122][0123]
选择指数趋近律代入上式，得到有限时间自适应滑模控制律如下：
[0124][0125]
其中，为扰动上限||de||
∞
的估计值，且c＝10为自适应速度常数，ε＝0.8。
[0126]
选取lyapunov函数为：
[0127][0128]
求导，得：
[0129][0130]
故滑模面趋于一致渐近稳定且系统能在有限时间收敛到滑模面。
[0131]
步骤5：将步骤4中得到的立方体探测器有限时间自适应滑模控制律代入到步骤2中所述的包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，进而在有限时间内实现立方体形状的探测器在小天体表面弹跳移动过程中的姿态机动控制，提高探测器系统的鲁棒性，且能够提高姿态控制精度和效率。
[0132]
如图2和图3所示，当探测器在起跳后第3.4s达到姿态可控的飞行高度，此时探测器开始进行姿态控制，并且在90s的时候完成姿态机动，探测器总飞行时间为446s。如图4所示，探测器在小天体表面完成了弹跳移动过程。从仿真结果可以看出，在存在探测器自身转动惯量不确定和外界干扰的影响下，本发明所述方法较快的实现了探测器的姿态机动，并且具有较好的鲁棒性，使得探测器的姿态机动到了目标姿态。
[0133]
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤1：分别建立探测器在小天体固连坐标系o
b-x
b
y
b
z
b
和表面坐标系o-xyz下的弹跳轨迹动力学方程；步骤2：建立探测器在本体坐标系下的姿态动力学模型和姿态运动学模型，定义探测器的误差角速度和误差四元数，解出本体坐标系相对于目标坐标系的旋转矩阵；由于探测器的转动惯量存在不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部分，并将转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰，即通过探测器受到的总干扰表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，进而得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型；步骤3：立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面；构建lyapunov函数对终端滑模面进行验证，利用有限时间控制原理验证所述终端滑模面在有限时间收敛，通过终端滑模面使立方体探测器在有限时间内到达目标姿态；步骤4：基于步骤2中立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，在步骤3所述的终端滑模面上通过自适应机制对总干扰进行动态估计，选择指数趋近律设计有限时间稳定的滑模控制律，并将估计后的动态总干扰项引入有限时间稳定的滑模控制律得到有限时间自适应滑模控制律，进而消除立方体探测器的转动惯量不确定性和环境扰动对探测器系统稳定性的影响，提高探测器姿态控制系统的鲁棒性；步骤5：将步骤4中得到的立方体探测器有限时间自适应滑模控制律代入到步骤2中所述的包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，进而在有限时间内实现立方体形状的探测器在小天体表面弹跳移动过程中的姿态机动控制，提高探测器系统的鲁棒性，且能够提高姿态控制精度和效率。2.如权利要求1所述的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，其特征在于：步骤1实现方法为，针对探测器的单次弹跳移动问题，在小天体固连坐标系下，探测器在起跳后的动力学方程表示为其中，r
b
、v
b
分别为探测器的位置和速度矢量，ω为小天体的自旋角速度，g为小天体的引力加速度矢量；在表面坐标系下，探测器的动力学方程为其中，r、v分别为探测器的位置和速度矢量，ρ为表面坐标系原点相对小天体中心的位置矢量，为从本体坐标系转换到表面坐标系的矩阵。
3.如权利要求2所述的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，其特征在于：步骤2实现方法为，在本体坐标系下，构建立方体探测器的姿态动力学模型为：其中，ω为探测器的姿态角速度，j为探测器的转动惯量矩阵，u为控制力矩，d为外部干扰力矩，并定义外部干扰力矩为范数有界的高斯白噪声，即探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的四元数为角速度为ω＝[ω
x ω
y ω
z
]
t
，则探测器的姿态运动学为：其中，q0为四元数的标部，q
v
为四元数的矢部，且探测器在飞行过程中的期望四元数为q
f
，期望角速度为ω
f
，定义误差四元数为q
e
，有：则得到目标坐标系到本体坐标系的旋转矩阵为：则本体坐标系相对于目标坐标系的误差角速度定义为：ω
e
＝ω-c
e
ω
f
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)将式(4)(6)(8)联立得探测器基于误差四元数的姿态运动学方程为：将式(4)(6)(8)联立得探测器基于误差四元数的姿态运动学方程为：将式(8)带入式(3)得到探测器基于误差角速度的姿态动力学模型为：考虑探测器的转动惯量具有不确定性，将转动惯量j分为确定性和不确定性
△
j两部
分，即代入式(11)得：其中，转动惯量不确定性的部分与外界干扰合并成探测器受到的总干扰d
e
为：通过探测器受到的总干扰d
e
表征立方体形状的探测器在起跳时因自身转动惯量的不确定引起的初始误差和外界环境的干扰，进而得到包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型如公式(12)所示。4.如权利要求3所述的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，其特征在于：步骤3实现方法为，立方体探测器在弹跳移动过程中的飞行时间是有限的，通过构建包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面如公式(13)所示：s＝ω
e
+ksig
β
(q
ev
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)其中，k为正常数，sig
β
(q
ev
)＝[sig
β
(q
e1
) sig
β
(q
e2
) sig
β
(q
e3
)]
t
，且sig
β
(q
ei
)＝sgn(q
ei
)|q
ei
|
β
，i＝1,2,3，0<β<1；构建lyapunov函数为：对上式(14)求导得：当探测器系统状态到达滑模面时s＝0，即ω＝-ksgn
β
(q
ev
)，代入式(15)得：又则即：公式(17)满足有限时间稳定定理，进而验证所述终端滑模面在有限时间收敛，进而通过如公式(13)所示包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面，能够保证立方体探测器在有限时间内到达目标姿态。5.如权利要求4所述的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，其特征在于：步骤4实现方法为，对包含探测器姿态四元数矢部指数项的终端滑模面式(13)两边进行求导，并将式(9)代入得：
对式(18)两边同时乘以并将式(12)代入得：选择指数趋近律代入上式，得到有限时间自适应滑模控制律如下：其中，为扰动上限||d
e
||
∞
的估计值，且c＞0为自适应速度常数，ε为正常数；选取lyapunov函数为：求导，得：故滑模面趋于一致渐近稳定且系统能在有限时间收敛到滑模面。

技术总结
本发明公开的小天体表面弹跳移动姿态机动控制方法，属于深空探测领域。本发明实现方法为：针对探测器弹跳移动的姿态机动问题，分别建立探测器在小天体固连坐标系和小天体表面坐标系下起跳后的动力学方程。探测器在起跳后因转动惯量的不确定和外界干扰，其姿态的变化会使碰撞后的下一次弹跳过程变得无法预测，通过建立包含自身转动惯量不确定性和外界环境扰动的总干扰的探测器弹跳移动误差姿态动力学模型，设计包含有限时间控制的滑模面，提高探测器系统状态的收敛效率以及姿态机动控制精度。在有限时间滑模面的基础上引入自适应机制，增强探测器系统的鲁棒性，进而保证探测器能够以较快的速度和较好的精度机动到目标碰撞姿态。碰撞姿态。碰撞姿态。


技术研发人员：朱圣英 杨哲 崔平远 徐瑞 梁子璇 龙嘉腾
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2023.03.23
技术公布日：2023/6/26