撓性航天器姿態(tài)機動的主動振動控制.pdf

1、航天器撓性結(jié)構(gòu)的主動振動控制技術(shù)是大型航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)。本學(xué)位論文結(jié)合高等學(xué)校博士學(xué)科點專項科研基金“撓性多體結(jié)構(gòu)衛(wèi)星主動振動控制技術(shù)研究”(20050213010)課題，從理論上對粘貼有壓電智能元件的撓性航天器的建模、姿態(tài)控制和主動振動控制理論等展開了深入的研究，其研究內(nèi)容主要包括以下幾個方面：
　　利用Hamilton原理推導(dǎo)了撓性航天器的動力學(xué)模型、壓電元件的作動方程及檢測方程，并采用模態(tài)分析方法，進(jìn)一步將撓

2、性航天器的耦合方程規(guī)范化，使之適應(yīng)于姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析和設(shè)計。另外，為了將分力合成方法應(yīng)用于撓性系統(tǒng)的振動抑制，簡要地介紹了分力合成方法的一些基本概念及原理。
　　針對采用推力器作為執(zhí)行機構(gòu)的撓性航天器姿態(tài)機動的振動抑制問題，提出了將分力合成振動抑制(CSVS)方法和基于分布壓電元件(PZT)的主動振動抑制技術(shù)相結(jié)合的一種復(fù)合主動控制方法。通過將脈沖調(diào)寬調(diào)頻調(diào)制(PWPF)技術(shù)應(yīng)用到推力器的控制中，克服了設(shè)計CSVS各正負(fù)交替分力

3、的作用時刻的困難；為了進(jìn)一步抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動，采用分布式PZT作為作動器，給出了一種最優(yōu)PPF補償器的設(shè)計方法，從而大大減少了系統(tǒng)設(shè)計的盲目性。最后，在仿真分析中，將提出方法與時間—燃料最優(yōu)機動控制方法進(jìn)行了詳細(xì)的分析和比較，結(jié)果表明該復(fù)合控制方法可以有效地抑制撓性模態(tài)的振動的同時提高航天器的指向精度。
　　針對撓性航天器的動力學(xué)模型存在著模型不確定性因素以及外部擾動的作用的魯棒控制問題，提出了將變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制應(yīng)用于撓性航天

4、器的大角度機動控制中。設(shè)計的控制器僅利用輸出信息，從而避免設(shè)計撓性模態(tài)狀態(tài)觀測器以及引入狀態(tài)觀測器誤差；在此基礎(chǔ)上，采用分力合成方法設(shè)計命令成形控制器來抑制撓性附件的振動，設(shè)計的優(yōu)化命令成形控制信號在理論上可以對系統(tǒng)的各階撓性模態(tài)完全抑制。但考慮到模型不確定性和外部擾動，在內(nèi)回路又設(shè)計了最優(yōu)正位置反饋(OPPF)補償器以增加撓性結(jié)構(gòu)的阻尼，使撓性結(jié)構(gòu)的振動能夠很快衰減。仿真結(jié)果表明，該方法可以有效地抑制撓性機構(gòu)的振動，對模型不確定以及外

5、部干擾具有很強的抑制能力。
　　針對帶有非線性輸入(飽和/死區(qū)特性)的撓性航天器姿態(tài)控制問題，設(shè)計了變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器，給出了滑模存在條件以及控制器的兩種設(shè)計方法：漸近穩(wěn)定和指數(shù)穩(wěn)定；為了克服確定不確定性和外干擾界函數(shù)上限的困難，又給出了一種自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器的設(shè)計方法，并基于Lyapunov方法分析了滑動模態(tài)的存在性及穩(wěn)定性；另外，在對不確定界函數(shù)的參數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)辨識的過程中，增加一負(fù)反饋項，防止不確定界函數(shù)的參數(shù)過大

6、而導(dǎo)致控制過大及系統(tǒng)失穩(wěn)，從而使對不確定界函數(shù)的參數(shù)的估計達(dá)到更好的效果。仿真結(jié)果表明，盡管存在輸入非線性，所設(shè)計的控制器不但可以有效抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動，而且對參數(shù)不確定性具有很強的魯棒性。
　　針對撓性航天器的模型存在非匹配不確定性的問題，給出了僅利用輸出信息的靜態(tài)變結(jié)構(gòu)控制器設(shè)計方法，并將其與最優(yōu)正位置反饋控制相結(jié)合來抑制撓性結(jié)構(gòu)的振動。仿真結(jié)果表明，所設(shè)計的靜態(tài)變結(jié)構(gòu)輸出反饋控制器使得閉環(huán)系統(tǒng)具有良好的動態(tài)特性和較強的魯棒性

7、，能夠有效地克服各種非匹配不確定性因素和外界干擾的影響。在此基礎(chǔ)上，提出了動態(tài)輸出反饋滑?？刂破鞯脑O(shè)計方法，考慮撓性結(jié)構(gòu)模態(tài)不可測、模型參數(shù)存在非匹配不確定性以及外干擾力矩的作用，僅利用誤差模型的輸出信息，給出了滑模存在條件以及僅利用輸出信息的滑?？刂破髟O(shè)計方法，使系統(tǒng)的狀態(tài)軌跡達(dá)到滑動平面，并保證跟蹤參考模型的輸出以獲得要求的閉環(huán)系統(tǒng)的性能。仿真結(jié)果表明，所設(shè)計的控制器可以有效地抑制撓性模態(tài)的振動的同時提高航天器的指向精度，并且具有很