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基于凸优化的航天器轨道姿态机动受限控制
基于凸优化的航天器轨道姿态机动受限控制
摘要：航天器轨道姿态机动是航天器任务过程中重要的一部分，但受限于航天器的物理特性以及任务需求，机动受到了参数限制。为了确保航天器安全稳定地进行轨道姿态机动，本文基于凸优化方法，提出了一种航天器轨道姿态机动受限控制方案。通过建立数学模型，将机动受限控制问题转化为凸优化问题，并采用凸优化算法进行求解。仿真结果显示，本文提出的方法能够有效控制航天器的机动过程，满足姿态控制的需求。
关键词：航天器、轨道姿态机动、受限控制、凸优化、仿真
1.引言
航天器是现代航天科技的重要组成部分，用于执行地球观测、通信、导航等多种任务。在执行任务过程中，航天器需要进行轨道姿态机动，以适应不同任务的需求。然而，受限于航天器的物理特性以及任务需求，航天器的姿态机动往往受到参数限制，如机动幅度、机动时间等。因此，如何在参数受限的情况下有效地控制航天器的机动过程成为了一个重要问题。
2.相关工作
在过去的研究中，航天器姿态机动控制问题已经得到了广泛关注。传统的方法主要包括最优控制、自适应控制、模糊控制等。这些方法在一定程度上能够解决机动控制问题，但存在计算复杂度高、控制精度不高等问题。近年来，凸优化方法在控制问题中得到了广泛应用。凸优化方法以其计算简单、控制精度高等特点，成为了解决航天器轨道姿态机动受限控制问题的有效手段。
3.方法
本文基于凸优化方法提出了一种航天器轨道姿态机动受限控制方案。首先，建立了航天器姿态机动的数学模型。然后，将机动受限控制问题转化为凸优化问题。在凸优化问题求解过程中，考虑了参数限制以及姿态控制的要求，设计了相应的目标函数和约束条件。最后，采用凸优化算法对问题进行求解，并进行仿真验证。
4.实验与结果
本文在仿真环境中对提出的航天器轨道姿态机动受限控制方案进行了验证。通过设置不同的机动受限参数，观察航天器机动过程中的姿态控制效果。实验结果表明，本文提出的方法能够使航天器在参数受限的情况下，实现安全稳定的机动过程，并满足姿态控制的要求。
5.结论
本文基于凸优化方法提出了一种航天器轨道姿态机动受限控制方案。通过建立数学模型，将机动受限控制问题转化为凸优化问题，并采用凸优化算法进行求解。仿真结果表明，本文提出的方法能够有效控制航天器的机动过程，满足姿态控制的需求。未来，我们将进一步改进本文提出的方法，并在实际航天器任务中进行验证。
参考文献：
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