研究了撓性衛(wèi)星的姿態(tài)跟蹤控制問(wèn)題,設(shè)計(jì)了一種RBF網(wǎng)絡(luò)摩擦補(bǔ)償滑�？刂扑惴�。首先,根據(jù)撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的成像模式推導(dǎo)了撓性衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型。其次,根據(jù)誤差四元數(shù)描述的跟蹤誤差運(yùn)動(dòng)模型,引入經(jīng)典滑�？刂谱鳛橹骺刂瓶蚣�,考慮到對(duì)觀測(cè)干擾的抑制,加入擴(kuò)張觀測(cè)器（ESO）來(lái)觀測(cè)系統(tǒng)總擾動(dòng)。最終,使用RBF網(wǎng)絡(luò)摩擦補(bǔ)償系統(tǒng)來(lái)近似估計(jì)在線切換項(xiàng),實(shí)現(xiàn)滑�？刂坡芍星袚Q增益的平滑,從而減小系統(tǒng)振動(dòng)。理論推導(dǎo)并證明該方法的收斂性,并與傳統(tǒng)的RBF網(wǎng)絡(luò)逼近的自適應(yīng)控制進(jìn)行仿真比較,驗(yàn)證了理論結(jié)果。 

【文章來(lái)源】：電光與控制. 2020,27(11)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

對(duì)比實(shí)驗(yàn)框架

對(duì)撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)建模,對(duì)衛(wèi)星的姿態(tài)角速度、姿態(tài)角度誤差、姿態(tài)角速度誤差、控制力矩仿真結(jié)果進(jìn)行分析,衛(wèi)星姿態(tài)角速度參數(shù)能夠反映整星機(jī)動(dòng)的穩(wěn)定性,對(duì)比仿真結(jié)果如圖2所示;姿態(tài)角度誤差能夠反映整星的指向精度,對(duì)比仿真結(jié)果如圖3所示;利用姿態(tài)角速度誤差結(jié)果能夠定量得到整星的穩(wěn)定度,對(duì)比仿真結(jié)果如圖4所示;控制力矩的輸出結(jié)果能反映控制精度,對(duì)比仿真結(jié)果如圖5所示。圖2 姿態(tài)角速度

姿態(tài)角速度誤差

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]下一代重力衛(wèi)星新型無(wú)拖曳與姿態(tài)控制系統(tǒng)研究[D]. 李洪銀.華中科技大學(xué) 2017
[2]撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的魯棒控制研究[D]. 鐘晨星.南京理工大學(xué) 2016

碩士論文
[1]靈長(zhǎng)類仿生機(jī)器人運(yùn)動(dòng)控制研究[D]. 趙旖旎.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2006



本文編號(hào)：3578412