撓性航天器建模與姿態(tài)控制系統(tǒng)研究.pdf

1、隨著航天技術(shù)的發(fā)展，越來(lái)越多的航天器上開始使用大型撓性結(jié)構(gòu)，如大尺度撓性天線、太陽(yáng)帆板和大型空間桁架等。在軌運(yùn)行的撓性航天器的剛體運(yùn)動(dòng)將激發(fā)柔性附件的彈性變形運(yùn)動(dòng)，且兩種運(yùn)動(dòng)相互耦合，導(dǎo)致航天器的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)行為非常復(fù)雜。因此研究撓性航天器的動(dòng)力學(xué)模型并設(shè)計(jì)其姿態(tài)控制系統(tǒng)具有重要的意義。本文結(jié)合航天科技集團(tuán)“十五”基礎(chǔ)預(yù)研項(xiàng)目“復(fù)雜機(jī)構(gòu)衛(wèi)星智能自適應(yīng)逆控制技術(shù)的研究”和國(guó)家自然科學(xué)基金“一類復(fù)雜系統(tǒng)中無(wú)源化近似自適應(yīng)逆控制研究”，以含

2、柔性關(guān)節(jié)的撓性航天器為對(duì)象，對(duì)此類航天器的建模、姿態(tài)控制及附件振動(dòng)抑制等問(wèn)題展開了深入的研究，其研究?jī)?nèi)容主要包括以下幾個(gè)方面：
　　一、在分析剛體模型和固支懸臂梁附件航天器模型的基礎(chǔ)上，利用拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程建立了柔性關(guān)節(jié)鏈接懸臂梁附件的撓性航天器動(dòng)力學(xué)模型。并采用假設(shè)模態(tài)–混合坐標(biāo)方法，推導(dǎo)了梁式附件的振動(dòng)方程，將撓性航天器的耦合動(dòng)力學(xué)方程規(guī)范化，使之適用于姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析和設(shè)計(jì)。進(jìn)一步的，本文建立了帶多個(gè)懸臂梁式附件的撓性航

3、天器和帶鏈?zhǔn)蕉鄳冶哿焊郊膿闲院教炱鲃?dòng)力學(xué)模型。最后簡(jiǎn)要的分析了航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)的特性，并根據(jù)對(duì)象模型設(shè)計(jì)了PWPF調(diào)制器的參數(shù)。
　　二、目前被廣泛應(yīng)用的輸出反饋?zhàn)藨B(tài)控制方法具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn)。為了進(jìn)一步抑制撓性航天器的低頻振動(dòng)，在傳統(tǒng)輸出反饋控制思想的基礎(chǔ)上引入了輸入成形方法，并根據(jù)輸出跟蹤控制模型設(shè)計(jì)了變結(jié)構(gòu)控制器。將該控制器和傳統(tǒng)的PD控制策略進(jìn)行了對(duì)比仿真，結(jié)果表明所設(shè)計(jì)控制器的姿態(tài)控制精度具有明顯的優(yōu)勢(shì)，達(dá)到了抑制了航天

4、器本體機(jī)動(dòng)所激發(fā)的附件振動(dòng)的設(shè)計(jì)要求。
　　三、設(shè)計(jì)了模態(tài)狀態(tài)觀測(cè)器，使用較少的傳感器來(lái)估計(jì)附件振動(dòng)的模態(tài)。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)最優(yōu)輸出跟蹤理論和保性能控制理論，分析并設(shè)計(jì)了控制受限情況下的參數(shù)不確定系統(tǒng)的最優(yōu)保性能反饋控制控制律。該控制律易通過(guò)求解線性矩陣不等式組及其極值優(yōu)化問(wèn)題得到，具有較高的控制精度和較好的魯棒性。
　　四、將智能壓電結(jié)構(gòu)應(yīng)用到附件的主動(dòng)振動(dòng)抑制上，此時(shí)系統(tǒng)模型變成了多輸入系統(tǒng)。首先研究了集中控制方法，在上