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。
標(biāo)簽：
航天器
動(dòng)力學(xué)
方程
運(yùn)動(dòng)學(xué)
上傳時(shí)間：
2014-01-06
上傳用戶：一諾88
