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本文首先建立了航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)及運(yùn)動(dòng)學(xué)方程

資 源 簡(jiǎn) 介

本文首先建立了航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)及運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,該方程具有較強(qiáng)的非線性特性。通過(guò)將狀態(tài)耦合部分作系統(tǒng)干擾項(xiàng)的處理,使原來(lái)的非線性模型轉(zhuǎn)化為線性模型加非線性干擾的形式,從而得到了更加簡(jiǎn)單明了的姿態(tài)控制系統(tǒng)的表達(dá)式。 在應(yīng)用滑模變結(jié)構(gòu)原理對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)時(shí),首先通過(guò)二次型最優(yōu)法求出了最優(yōu)滑動(dòng)面,在此基礎(chǔ)上,利用自適應(yīng)滑模控制原理,設(shè)計(jì)出了合適的系統(tǒng)控制律。 最后,運(yùn)用所設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)某航天器進(jìn)行數(shù)值仿真,并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。仿真結(jié)果很好地體現(xiàn)出所設(shè)計(jì)的變結(jié)構(gòu)控制器的優(yōu)點(diǎn),并成功地對(duì)該航天器姿態(tài)進(jìn)行了控制。

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