針對撓性航天器姿態(tài)機動控制問題,設(shè)計了一種模糊滑�？刂坡伞Ｔ谠械幕？刂苹A(chǔ)上,用連續(xù)光滑的雙曲正切函數(shù)代替了符號函數(shù),并采用模糊控制對切換增益進行了改進,以抑制系統(tǒng)的抖振�？紤]到撓性航天器初始階段控制力矩過大的情況,引入了滯后因子,減小了控制力矩輸出,避免了由此引起的撓性附件的振動問題。數(shù)值仿真結(jié)果表明:所設(shè)計的模糊滑模控制律不僅能夠?qū)崿F(xiàn)撓性航天器的姿態(tài)機動,而且有效抑制了撓性附件的抖振,具有更好的控制性能。

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圖1模糊控制系統(tǒng)的輸入/輸出隸屬度函數(shù)Fig.1Theinput/outputmembershipfunctionoffuzzycontrolsystem(b)模糊輸出的隸屬度函數(shù)(membershipfunctionoffuzzyoutput)

塹交?４嬖諤跫?猻s＜0，當(dāng)系統(tǒng)到達滑模面后，將會保持在滑模面上，所以設(shè)計以下兩條模糊規(guī)則：若ss＞0，則1D應(yīng)增大；若ss＜0，則1D應(yīng)減校由這兩條模糊規(guī)則可以設(shè)計出模糊控制系統(tǒng)，其中ss為輸入，1D的變化量1D為輸出。定義系統(tǒng)的輸入/輸出模糊集為ss=NBNMZOPMPB1D....

圖2(d)撓性附件振動模態(tài)響應(yīng)曲線(vibrationalmoderesponsecurveofflexibleaccessories)圖2滑模控制仿真結(jié)果

笠蜃擁哪：??？刂仆枷穹掄娼峁?繽?5所示。圖中：為俯仰角，為滾動角，為偏航角；1為俯仰角速度，2為滾動角速度，3為偏航角速度；1u為俯仰軸控制力矩，2u為滾動軸控制力矩，3u為偏航軸控制力矩；i(i1,2,3,4,5)分別為撓性附件的前五階模態(tài)。圖2(a)姿態(tài)角響應(yīng)曲線(att....

圖3(d)撓性附件振動模態(tài)響應(yīng)曲線(vibrationalmoderesponsecurveofflexibleaccessories)圖3模糊滑�？刂品抡娼Y(jié)果Fig.3Simulationresultsoffuzzyslidingmodecontrol

第5期支敬德，等：基于模糊滑�？刂频膿闲院教炱髯藨B(tài)機動及抖振抑制研究1977圖3(d)撓性附件振動模態(tài)響應(yīng)曲線(vibrationalmoderesponsecurveofflexibleaccessories)圖3模糊滑模控制仿真結(jié)果Fig.3Simulationresults....

響應(yīng)曲線(vibrationalmoderesponsecurveofflexibleaccessories)圖4雙曲正切模糊滑�？刂品抡娼Y(jié)果Fig.4Simulationresultsofhyperbolictangentfuzzyslidingmodecontrol(d)撓性附件振動模態(tài)

第5期支敬德，等：基于模糊滑�？刂频膿闲院教炱髯藨B(tài)機動及抖振抑制研究1977圖3(d)撓性附件振動模態(tài)響應(yīng)曲線(vibrationalmoderesponsecurveofflexibleaccessories)圖3模糊滑模控制仿真結(jié)果Fig.3Simulationresults....

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