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为了提高航天器对地凝视条件下姿态控制精度和鲁棒性,设计了一种基于分段趋近律的姿态滑模控制器。首先,根据航天器轨道参数和目标点地理坐标计算出对地凝视期望姿态。然后,针对当前分段趋近律参数设计不灵活、实际应用存在抖振的缺陷,通过在第二段的幂次趋近律中增添一项线性项,设计了一种全新的分段趋近律。理论证明了该趋近律能有效克服抖振问题;并能在有限时间收敛到滑模面。进而,基于此趋近律设计了一种适用于航天器对地凝视的姿态滑模控制器。仿真实验结果表明,控制器可以获得0.01°的姿态凝视控制精度,在姿态跟踪过程中无抖振现象;并且对外界干扰具有一定的鲁棒性,从而验证了控制器的有效性。 相似文献
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针对滑模变结构控制中出现的抖振问题,提出了一种分段幂次趋近律。该趋近律采用分段函数方式设计,具有较快的收敛速率、较多的调节参数,并且针对不同阶段的趋近律分开设计互不影响。理论证明了该趋近律达到滑模面时无抖振、固定时间收敛,详细推导出了收敛时间的表达式。在系统存在不确定性和外界干扰时能收敛于干扰稳定界,求出了干扰稳定界范围,给出了各参数对收敛速率和干扰稳定界的影响程度。以小卫星姿态机动控制为例,通过对比仿真实验,证明了所提趋近律的优越性。 相似文献
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