撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)中的分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法研究.pdf

1、隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，復(fù)雜化成為越來越多航天器結(jié)構(gòu)的一個(gè)重要特點(diǎn)，例如帶有大型太陽電池帆板和天線等的飛行器。太陽電池帆板和天線等被稱為附件，他們多數(shù)是可彈性變形的，通常稱為撓性附件。飛行器撓性附件的振動(dòng)與剛體運(yùn)動(dòng)的耦合在很大程度上影響著姿態(tài)控制精度及其穩(wěn)定性。然而由于自身的低阻尼，撓性結(jié)構(gòu)難以通過其自身的阻尼使振動(dòng)衰減到允許水平。因此，尋求一種撓性結(jié)構(gòu)的主動(dòng)振動(dòng)抑制方法顯得非常重要，它要求在完成指定的剛體姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的同時(shí)，迅速而有效地抑

2、制對(duì)系統(tǒng)影響較大的若干振動(dòng)分量。
　　分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法的實(shí)質(zhì)就是利用幾個(gè)相同或相似的隨時(shí)間變化的力作為分力，它們按照一定的規(guī)律沿時(shí)間軸排列，合成為系統(tǒng)的輸入，它可以在實(shí)現(xiàn)指定剛體運(yùn)動(dòng)的同時(shí)有效抑制對(duì)系統(tǒng)影響較大的任意多階振動(dòng)諧波。本文以定理形式介紹分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法的基本原理、魯棒性定理和同時(shí)抑制多階諧波的方法；建立撓性航天器的數(shù)學(xué)模型，并利用非約束模態(tài)級(jí)數(shù)解法將撓性附件的振動(dòng)方程離散化，得到解耦的航天器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程

3、和撓性附件的振動(dòng)方程，為后文中的仿真提供數(shù)學(xué)依據(jù)。
　　針對(duì)利用時(shí)域分力合成方法時(shí)，需抑制的諧波數(shù)目增加時(shí)分力數(shù)量急劇增加的問題，研究基于零點(diǎn)配置的分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法，即在z平面內(nèi)研究分力合成方法。零點(diǎn)配置方法的本質(zhì)是在需抑制的系統(tǒng)極點(diǎn)處配置足夠多的零點(diǎn)以消除振動(dòng)，得到時(shí)間間隔相等的分力合成力，這樣的合成力更易于實(shí)現(xiàn)。此方法在需抑制的諧波數(shù)目增加時(shí)分力數(shù)量線性增加。
　　針對(duì)使用噴氣常幅值執(zhí)行機(jī)構(gòu)的航天器，本文用兩種方

4、法應(yīng)用分力合成方法進(jìn)行大角度機(jī)動(dòng)控制。第一種方法是同時(shí)應(yīng)用分力合成方法和最優(yōu)化原理，得到的機(jī)動(dòng)指令簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)，但對(duì)于分力幅值不相等的分力合成原理和有阻尼的結(jié)構(gòu)不適用。第二種方法是基于脈寬調(diào)制技術(shù)的分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法，即首先利用分力合成原理形成抑制振動(dòng)的機(jī)動(dòng)指令，再應(yīng)用脈寬調(diào)制技術(shù)將機(jī)動(dòng)指令轉(zhuǎn)換為常幅值的機(jī)動(dòng)指令。由于噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)有其最小的脈沖寬度，不應(yīng)頻繁開關(guān)，本文通過合理選取能滿足振動(dòng)要求的最小的脈沖周期數(shù)，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有最大

5、的脈沖寬度。這種方法不再受分力合成原理和系統(tǒng)阻尼的限制。
　　以上形成的機(jī)動(dòng)指令是開環(huán)的，事實(shí)上，分力合成方法是一種前饋控制方法，通過增加方法的魯棒性可以對(duì)系統(tǒng)參數(shù)變動(dòng)具有一定的不敏感性，而閉環(huán)反饋控制對(duì)外界干擾可以具有較強(qiáng)的抗干擾能力，將二者結(jié)合起來使用，充分利用各自的優(yōu)點(diǎn)，則可以顯著地提高控制系統(tǒng)的性能指標(biāo)。由于用拉格朗日法和非約束模態(tài)級(jí)數(shù)方法建立的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程和撓性附件振動(dòng)方程是解耦的，通過選取合適的反饋量，在設(shè)計(jì)閉環(huán)反饋