柔性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)動(dòng)力學(xué)建模與分力合成振動(dòng)抑制研究.pdf

1、隨著航天科技的飛速發(fā)展,柔性輕質(zhì)結(jié)構(gòu)(如大型天線陣列、柔性太陽(yáng)翼、空間機(jī)械臂等)在現(xiàn)代航天器中所占的比重越來越大,與此同時(shí),對(duì)航天器姿態(tài)控制精度的要求卻越來越高。由于在太空中環(huán)境阻尼很小,并且柔性輕質(zhì)材料的結(jié)構(gòu)阻尼也很小,因此振動(dòng)被激起后將很難衰減。此外,由于航天器的剛?cè)狁詈咸匦?柔性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)必然對(duì)航天器本體的姿態(tài)控制帶來較大的影響,在振動(dòng)較大時(shí),甚至導(dǎo)致航天器不能正常工作。因此,柔性航天器的主動(dòng)振動(dòng)抑制問題就凸現(xiàn)出來。
　　本

2、文以柔性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的主動(dòng)振動(dòng)抑制為目標(biāo),主要研究?jī)?nèi)容包括以下幾個(gè)方面:
　　針對(duì)三軸姿態(tài)穩(wěn)定柔性航天器動(dòng)力學(xué)模型的基本假設(shè)(三個(gè)姿態(tài)角均為小量)將不再適用于其姿態(tài)機(jī)動(dòng)模型的問題,首先給出柔性航天器的總體構(gòu)型,建立了用于分析航天器在軌姿態(tài)變化的一系列坐標(biāo)系,并在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)了描述姿態(tài)特性的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程;然后,針對(duì)兩種典型航天器柔性附件——均質(zhì)等厚薄板(表征柔性太陽(yáng)翼)和末端帶有剛性負(fù)載的薄壁圓柱殼(表征柔性機(jī)械臂),提出了線性約束

3、增廣矩陣的方法,使彈性變形有限元方程具有了統(tǒng)一的形式;最后,分別應(yīng)用達(dá)朗貝爾原理和拉格朗日法建立了柔性航天器在軌姿態(tài)機(jī)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)模型及柔性附件振動(dòng)模型,并驗(yàn)證了后者的正確性,為柔性航天器姿態(tài)在軌機(jī)動(dòng)中的主動(dòng)振動(dòng)抑制問題的研究奠定了基礎(chǔ)。
　　針對(duì)上述模型的動(dòng)力學(xué)維數(shù)很高,難以適用于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的問題,開展基于約束模態(tài)展開法和非約束模態(tài)展開法的動(dòng)力學(xué)模型降維研究。分析兩種降維模型的絕對(duì)誤差,提出了正弦力作用下基于非約束模態(tài)降維的絕對(duì)

4、誤差準(zhǔn)則。此部分工作為后續(xù)主動(dòng)振動(dòng)抑制控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。
　　針對(duì)具有噴氣執(zhí)行機(jī)構(gòu)的柔性航天器分力合成主動(dòng)振動(dòng)抑制方法進(jìn)行了進(jìn)一步的探索,以定理及其推論的形式提出了二分力所能抑制的系統(tǒng)頻率集合;分析了分力合成法的時(shí)間延遲控制特點(diǎn),進(jìn)而提出了一種利用延遲時(shí)間序列和合成系數(shù)序列構(gòu)造常幅值分力合成控制力(力矩)的通用設(shè)計(jì)策略;針對(duì)柔性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)后一般要求獲得較高的姿態(tài)指向精度和穩(wěn)定度的問題,提出了基于常幅值執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器

5、姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)需要抑制的模態(tài)階次選取準(zhǔn)則;從柔性航天器非約束模態(tài)展開模型解析解的角度出發(fā),提出了一種適用于常幅值執(zhí)行機(jī)構(gòu)的振動(dòng)抑制方法。該方法僅需求解代數(shù)方程組,以確定噴氣控制的開關(guān)時(shí)間,因此具有設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn),并且該方法不僅適用于零初始條件的系統(tǒng),也同樣適用于非零初始條件系統(tǒng)。
　　從節(jié)約燃料以提高柔性航天器使用壽命的角度出發(fā),研究了基于輪控系統(tǒng)的柔性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)主動(dòng)振動(dòng)抑制問題?？紤]到分力合成方法實(shí)質(zhì)上是一種開環(huán)的前饋控制策略,