本文首先建立了航天器姿態(tài)動力學(xué)及運動學(xué)方程，該方程具有較強的非線性特性。通過將狀態(tài)耦合部分作系統(tǒng)干擾項的處理，使原來的非線性模型轉(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)原理對系統(tǒng)進行控制器設(shè)計時，首先通過二次型最優(yōu)法求出了最優(yōu)滑動面，在此基礎(chǔ)上，利用自適應(yīng)滑模控制原理，設(shè)計出了合適的系統(tǒng)控制律。
最后，運用所設(shè)計的姿態(tài)控制系統(tǒng)對某航天器進行數(shù)值仿真，并對仿真結(jié)果進行了分析。仿真結(jié)果很好地體現(xiàn)出所設(shè)計的變結(jié)構(gòu)控制器的優(yōu)點，并成功地對該航天器姿態(tài)進行了控制。
標(biāo)簽：
航天器
動力學(xué)
方程
運動學(xué)
上傳時間：
2014-01-06
上傳用戶：一諾88
