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序號(hào) 型號(hào) 理論重量 序號(hào) 型號(hào) 理論重量 序號(hào) 型號(hào) 理論重量 序號(hào) L20*3 0.889 L50*4 3.059 L75*5 5.818 L20*4 1.145 L50*5 3.77 L75*6 6.905 L25*3 1.124 L50*6 4.465 L75*7 7.976 L25*4 1.459 L56*3 2.624 L75*8 9.03 L30*3 1.373 L56*4 3.446 L75*10 11.089 L30*4 1.786 L56*5 4.251 L80*5 6.221 L36*3 1.656 L56*8 6.568 L80*6 7.376 L36*4 2,163 L63*4 3.907 L80*7 8.525 L36*5 2,654 L63*5 4.822 L80*8 9.658 L40*3 1.852 L63*6 5.721 L80*10 11.874 L4
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研究微小型航天器姿態(tài)跟蹤在角速度不可測量以及控制力矩受限情況下的的控制方法。首先基于無源性原理,儀依賴姿態(tài)測量,建立一個(gè)類似PD控制的方法。為了讓初始狀態(tài)和角度誤差始終在合理的控制范圍內(nèi),對(duì)誤差函數(shù)加入跳變規(guī)則,從而獲得一種混合控制方法;然后利用Lyapunov原理證明了閉環(huán)系統(tǒng)的全局漸進(jìn)穩(wěn)定性;最后通過仿真與已有方法進(jìn)行比較研究,驗(yàn)證了控制方法的有效性,即使初始速度估計(jì)誤差和初始角度誤差很大,依然可以控制。
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