Perpustakaan Digital ITB

Tantangan pada pengendalian spacecraft attitude hingga sekarang masihlah sangat banyak seperti ketidakpastian parameter inersia, dinamika nonlinear yang tidak dapat dimodelkan, hingga keterbatasan aktuator khususnya pada platform CubeSat 3U yang termasuk ke nanosatelit. Pengendali berbasis model konvensional umumnya bergantung pada akurasi model dinamika yang kinerjanya dapat menurun ketika terjadi mismatch inersia atau gangguan yang tidak dapat dimodelkan. Mengatasi hal ini, penelitian yang berfokus pada pengembangan suatu sistem kontrol hybrid spacecraft attitude control yang mengintegrasikan pendekatan model-based Exact Feedback Linearization, kompensasi residual berbasis Support Vector Regression, dan estimasi inersia adaptif menggunakan Recursive Least Squares dilakukan. Komponen model-based berfungsi sebagai penjamin kestabilan dasar sistem, sedangkan data-driven digunakan untuk mempelajari dan mengompensasi dinamika residual akibat ketidakpastian inersia. Sedangkan untuk analisis kestabilan formal, dilakukan dengan pendekatan komposit Control Lyapunov Function yang memverifikasi kestabilan sistem pada berbagai mode operasi. Hasil yang didapatkan dari evaluasi kinerja menggunakan simulasi pada model dinamika rigid body CubeSat 3U dengan representasi sikap Modified Rodrigues Parameter yaitu kontrol hybrid mampu menurunkan overshoot maksimum sikap sebesar 13–15% pada skenario uniform inertia scaling dan hingga 33–39% pada skenario anisotropic inertia scaling dibandingkan pengendali EFL. Selain itu, nilai RMSE kecepatan sudut pada kontrol hybrid secara konsisten berada pada orde 10?² rad/s, lebih rendah dibandingkan pengendali model-based murni. Analisis CLF menunjukkan bahwa sistem tertutup mempertahankan kestabilan eksponensial dengan estimasi laju konvergensi pada kisaran ? ? 0,085–0,10 untuk seluruh skenario uji. Hasil penelitian ini menunjukkan bahwa integrasi kontrol model-based dan data-driven dalam kerangka hybrid mampu meningkatkan robustness dan peredaman dinamika rotasi tanpa mengorbankan jaminan kestabilan sistem, sehingga berpotensi diaplikasikan pada sistem spacecraft attitude control dengan tingkat ketidakpastian tinggi.