輸入成形法在撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制中的應(yīng)用.pdf

1、帶有大型撓性附件的現(xiàn)代航天器，在完成大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)時(shí)，常常會(huì)引起附件大幅度振動(dòng)，不僅會(huì)嚴(yán)重影響姿態(tài)的穩(wěn)定性能，還有可能損壞附件。因此，振動(dòng)抑制是撓性航天器姿態(tài)控制須要解決的首要問(wèn)題。本文對(duì)撓性航天器姿態(tài)的快速平穩(wěn)機(jī)動(dòng)方法展開(kāi)了研究，主要內(nèi)容有:
　　建立了撓性航天器單軸姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，在姿態(tài)控制系統(tǒng)中引入輸入成形技術(shù)，設(shè)計(jì)前饋控制器?？紤]到剛?cè)狁詈蠈?duì)閉環(huán)系統(tǒng)參數(shù)的影響，根據(jù)整個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)的振動(dòng)頻率和阻尼比信息，設(shè)計(jì)了多模態(tài)輸入成

2、形器，采用了一種基于輸入成形技術(shù)與反饋控制相結(jié)合的主動(dòng)振動(dòng)抑制策略。仿真結(jié)果表明，這種閉環(huán)輸入成形器能夠更有效地抑制撓性附件的振動(dòng)及減小機(jī)動(dòng)時(shí)間。
　　為了保證航天器姿態(tài)平穩(wěn)性的同時(shí)，進(jìn)一步減少輸入成形器帶來(lái)的時(shí)延，在分析控制系統(tǒng)各參數(shù)與閉環(huán)模態(tài)參數(shù)關(guān)系的基礎(chǔ)上，提出了一種基于輸入成形的優(yōu)化控制方法，以實(shí)現(xiàn)撓性航天器姿態(tài)快速平穩(wěn)機(jī)動(dòng)。通過(guò)對(duì)閉環(huán)系統(tǒng)的柔性模態(tài)設(shè)計(jì)輸入成形器，抑制撓性附件的振動(dòng);在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一種包含機(jī)動(dòng)時(shí)間、穩(wěn)

3、定時(shí)間及模態(tài)振動(dòng)能量的優(yōu)化性能指標(biāo)，依此來(lái)選取閉環(huán)系統(tǒng)的剛體模態(tài)阻尼比，并優(yōu)化反饋控制參數(shù)，以提高中心剛體運(yùn)動(dòng)的平穩(wěn)性。仿真結(jié)果表明，所提方法可提高撓性航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的性能。
　　針對(duì)撓性航天器使用執(zhí)行機(jī)構(gòu)的“噴氣-飛輪”工作模式進(jìn)行moving-to-rest大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)，噴氣開(kāi)關(guān)動(dòng)作易激發(fā)撓性附件振動(dòng)的問(wèn)題，設(shè)計(jì)了一種ZVMM(Zero Vibration for Moving-to-rest Manoeuvre)成形器，

4、對(duì)Bang-Bang控制下的噴氣指令進(jìn)行成形;為進(jìn)一步抑制噴氣過(guò)程中模態(tài)參數(shù)突變引起的振動(dòng)，提出了一種利用ZVMM成形器和參數(shù)辨識(shí)，對(duì)噴氣指令進(jìn)行“二次成形”的方法;為了提高穩(wěn)態(tài)控制精度，在姿態(tài)機(jī)動(dòng)結(jié)束時(shí)將執(zhí)行機(jī)構(gòu)切換成輸出力矩可連續(xù)變化但幅值較小的飛輪，并采用變結(jié)構(gòu)控制律進(jìn)行穩(wěn)定控制。仿真結(jié)果表明，該方法不僅能使航天器快速平穩(wěn)地完成moving-to-rest大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)，而且還能有效抑制模態(tài)參數(shù)突變引起的撓性振動(dòng)。
　　對(duì)比