欠驅(qū)動(dòng)航天器的分段解耦姿態(tài)控制

研究欠驅(qū)動(dòng)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)問(wèn)題.首先給出了欠驅(qū)動(dòng)航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程.然后,基于系統(tǒng)模型的特點(diǎn),采用分段解耦控制的思想,依次為動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)學(xué)系統(tǒng)設(shè)計(jì)了漸近穩(wěn)定的控制律,使航天器進(jìn)入三軸穩(wěn)定狀態(tài)或自旋穩(wěn)定狀態(tài).最后通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證了分段解耦控制方法的有效性.

作 者： 黃興宏 徐世杰 HUANG Xing-hong XU Shi-jie   作者單位： 北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院,北京,100083  刊 名： 宇航學(xué)報(bào)  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2007 28(3)  分類(lèi)號(hào)： V448.22  關(guān)鍵詞： 欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)   姿態(tài)控制   分段解耦  

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