航空航天工程学杂志
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抽象的

使用扩展最小二乘自适应和 Luenberger 观测器对受扰卫星进行非线性前馈控制

马修·A·库珀和彼得·T·海德劳夫

非线性前馈控制器的三种自适应方法与用于大回转机动的航天器姿态控制模型中的两个受物理启发的正弦轨迹规划器相结合。该模型的基础是基于空间的卫星传感器，该传感器遭受了不必要的碰撞，其中飞行器的惯性矩阵不再与最初测量的惯性矩阵相似。由于预期动态的不匹配，这会导致系统操纵所需的前馈控制产生很大的固有误差。讨论了与仿真下的非线性动态相关的轨迹生成、前馈控制、反馈控制、滤波器、观测器和系统稳定性。讨论的自适应前馈控制器包括比例微分 (PD) 自适应控制器、递归最小二乘 (RLS) 方法、和扩展最小二乘法（ELS）。平均控制效果在配置之间保持相对恒定。具有 ELS 前馈、PID 反馈和扩展正弦轨迹的控制器配置优于基线自适应控制器。与使用 RLS 自适应的类似案例相比，平均误差降低了 23.4%，误差标准差降低了 34.0%，最大误差降低了 33.0%。这种改进完全基于纠正未建模或错误建模动力学的需要。这种情况发生在航天器发射、与碎片碰撞的实际操作中，或者可能是由燃料晃动或部件松动引起的。扩展的正弦轨迹优于基线自适应控制器。与使用 RLS 自适应的类似案例相比，平均误差降低了 23.4%，误差标准差降低了 34.0%，最大误差降低了 33.0%。这种改进完全基于纠正未建模或错误建模动力学的需要。这种情况发生在航天器发射、与碎片碰撞的实际操作中，或者可能是由燃料晃动或部件松动引起的。扩展的正弦轨迹优于基线自适应控制器。与使用 RLS 自适应的类似案例相比，平均误差降低了 23.4%，误差标准差降低了 34.0%，最大误差降低了 33.0%。这种改进完全基于纠正未建模或错误建模动力学的需要。这种情况发生在航天器发射、与碎片碰撞的实际操作中，或者可能是由燃料晃动或部件松动引起的。