柔性太陽帆航天器姿態(tài)動力學(xué)與控制技術(shù)研究.pdf

1、太陽帆作為一種無需消耗任何燃料和工質(zhì)的新型航天器推進(jìn)機(jī)構(gòu),已逐漸受到各國航天領(lǐng)域?qū)＜业母叨戎匾?。由于太陽帆航天器自身結(jié)構(gòu)特性,傳統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)難以滿足其姿態(tài)控制需求。本文旨在研究柔性太陽帆航天器的動力學(xué)建模理論與姿態(tài)控制技術(shù),完成太陽帆航天器姿態(tài)動力學(xué)模型建模工作,并基于所建立模型設(shè)計姿態(tài)控制-振動抑制一體化控制器,通過仿真實驗對所建立姿態(tài)動力學(xué)模型和所設(shè)計控制器進(jìn)行可靠性驗證。
　　為了初步研究不同類型姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)對太陽帆航天器的姿

2、態(tài)控制效果,本文首先針對載有轉(zhuǎn)動控制桿與移動滑塊兩種執(zhí)行機(jī)構(gòu)的太陽帆航天器,分別進(jìn)行剛體動力學(xué)建模與姿態(tài)控制研究。在剛體模型研究工作基礎(chǔ)上,為進(jìn)一步研究系統(tǒng)柔性結(jié)構(gòu)振動對航天器姿態(tài)控制過程的影響,并設(shè)計相應(yīng)姿態(tài)控制-振動抑制一體化控制器,本文重點對帶有轉(zhuǎn)動控制桿的太陽帆航天器展開研究:基于拉格朗日分析力學(xué),并結(jié)合有限元理論,建立對象航天器的剛?cè)狁詈献藨B(tài)動力學(xué)模型;為克服傳統(tǒng)小擾動法設(shè)計所得控制器對系統(tǒng)大范圍狀態(tài)變化控制效果不佳的缺點,優(yōu)

3、化系統(tǒng)的大角度姿態(tài)機(jī)動能力,基于增益調(diào)度思想設(shè)計了變增益LQR姿態(tài)控制器。仿真結(jié)果表明所設(shè)計控制器能夠?qū)Υ嬖诔跏甲藨B(tài)誤差及初始柔性振動的太陽帆航天器實現(xiàn)大角度快速姿態(tài)機(jī)動與長期姿態(tài)保持,同時具有良好的柔性結(jié)構(gòu)振動抑制效果。
　　為進(jìn)一步對所建立剛?cè)狁詈夏Ｐ图八O(shè)計控制器進(jìn)行驗證,本文基于ADAMS虛擬樣機(jī)動力學(xué)仿真環(huán)境,結(jié)合 ANSYS有限元分析軟件,共同建立帶轉(zhuǎn)動控制桿的太陽帆航天器剛?cè)狁詈咸摂M樣機(jī)模型,并借助ADAMS-MAT