航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制

针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题,提出一种基于自适应鲁棒方法和 理论相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制,主动振动控制器采用 状态反馈理论,并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的结构不确定性,保证振动的快速衰减和方法的鲁棒性。同时,采用自适应鲁棒方法设计姿态控制器,有效地降低干扰和转动惯量不确定性对系统性能的影响,并采用Lyapunov方法分析系统的稳定性。最后,数字仿真结果说明,本文提出的方法是合理和有效的。     

基于滑模输出反馈与输入成形控制相结合的挠性航天器主动振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题，提出了一种基于输出反馈滑模控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略。输入形成器作为前馈控制器作用在反馈回路的前相通道，通过改变输入命令的作用形式，在保证参考模型（标称对象）完成指定的姿态机动的同时抑制掉对系统影响较大的挠性结构的振动；而对于闭环控制回路，考虑挠性结构模态不可测、模型参数具有不匹配不确定性以及外干扰力矩的作用，在输出反馈滑模控制的基础上，给出了仅利用输出信息的滑模控制器设计方法，保证跟踪参考模型的输出以获得要求的闭环系统的性能。将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest—to—rest（静止到静止）姿态机动控制进行了仿真研究，结果表明，所提出的方法是可行而有效的。     

挠性航天器鲁棒反步自适应姿态机动及主动振动抑制

针对挠性航天器姿态机动及主动振动抑制问题,提出一种双回路鲁棒控制方法.首先,采用反步法结合自适应控制技术设计了姿态机动控制器,并基于Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性.其次,为了抑制挠性结构的振动,采用分布式压电智能元件作为敏感器及作动器,设计了应变速率反馈补偿器以增加挠性结构的阻尼,使振动能够很快衰减.仿真结果表明,所提方法在保证完成姿态机动任务的同时,能够有效地抑制挠性附件的振动.     

改进型负输入整形与最优控制结合的振动抑制方法

针对诸如柔性机械臂这类柔性系统的主动振动控制问题,提出了基于改进型负输入整形和最优控制结合的振动抑制方法。以柔性机械臂为研究对象,设计最优状态反馈控制实现其旋转机动任务及柔性振动抑制。为增强柔性振动抑制效果和改善系统的运动时间,根据引入线性二次型调节器(LQR)反馈后整个闭环系统的振动频率和阻尼比设计改进型负输入整形器作为前馈控制器。将前馈控制与反馈控制相结合能发挥其各自的优点,提高系统的性能。仿真分析结果表明,所设计的混合控制策略可以有效地抑制柔性振动,且可以减少系统响应时间的延迟和加快系统响应速度。     

末端带集中质量的可伸展挠性附件与航天器姿态耦合动力学分析

结构复杂的航天器带有几十米、上百米大型挠性附件,附件末端还带有大质量刚体.大型挠性附件在空中展开时,其伸展运动、弹性振动和航天器的姿态运动相互耦合.为研究附件伸展和振动对航天器姿态的影响并设计有效的控制器,有必要建立可伸缩挠性附件与航天器姿态耦合动力学模型.为此,利用动量矩定理推导出末端带集中质量的可伸缩柔性附件与航天器姿态耦合动力学方程,研究了带末端质量附件的伸展运动对航天器姿态及对附件挠性振动的影响.附件匀速伸展,用Runge-Kutta法对系统进行数学仿真,仿真结果表明:伸展过程姿态角误差增大,附件振幅增大,附件频率不断降低,并且末端质量越大时,在相同长度处附件频率越小,增加了控制的难度.对末端带集中质量的挠性附件和中心刚体进行主动控制能有效抑制挠性附件的振动,满足姿态角精度要求.     

基于期望补偿的挠性航天器自适应鲁棒主动振动控制

针对一类粘贴有智能材料的挠性航天器进行大角度姿态快速机动中的姿态控制与振动抑制问题,提出了一种基于期望补偿的自适应鲁棒主动振动控制方法。该方法由路径规划、基于期望补偿的自适应鲁棒(DCARC)姿态控制器以及基于正位置反馈(PPF)的主动振动控制器组成。通过规划得到不易激起挠性附件振动的挠性航天器中心刚体角位置路径,利用DCARC姿态控制对规划的路径进行跟踪。采用基于期望补偿的自适应律使得回归量仅由期望路径信息计算,可减少测量噪声的影响。同时,针对机动过程中挠性附件的高频振动,采用多模态PPF主动振动控制器以增加附件阻尼。该方法不仅能提高挠性航天器大角度姿态快速机动中动态和稳态性能,而且可有效抑制挠性附件振动。数值仿真结果验证了该方法的有效性。     

挠性航天器姿态机动控制的主动振动抑制

针对喷嘴作为执行机构的挠性航天器大角度姿态机动时帆板的振动抑制问题,提出了伪速率(PSR)调制式喷气控制和基于压电陶瓷(PZT)材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法。首先,基于Lyapunov方法设计PD反馈控制器保证姿态的渐近稳定和模态振动的衰减性;为了减少喷嘴的非线性开关控制激起的挠性结构振动,采用PSR的准线性调制技术使喷嘴产生所需要的控制力矩的脉冲序列,从而在完成大角度姿态机动的同时抑制振动幅值较大的挠性模态的振动;通过设计正位置反馈(PPF)补偿器以增加结构的阻尼来进一步抑制挠性结构残余振动。最后,将该方法应用于航天器大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动的仿真研究,结果表明:该方法不仅能够使航天器完成对姿态的机动,而且能够抑制帆板的挠性振动。     

改进型正位置反馈/变结构卫星姿态主动控制

针对挠性卫星大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种双回路鲁棒主动振动控制方法.首先,采用压电智能元件作为作动器和敏感器,通过求解一个带有线性不等式约束的最优静态输出反馈控制问题,给出了设计低阶振动模态最优正位置反馈补偿器的算法;然后,考虑到挠性结构模态不可测,给出了仅利用输出信息的自适应变结构姿态控制器设计方法,使闭环系统的轨迹渐近趋于滑动模态区,并且避免了确定不确定性和外干扰界函数上限的困难.最后,将该方法应用于挠性航天器的大角度姿态机动控制,并进行了仿真研究,结果表明,所提出的方法是可行而有效的.     

漂浮基柔性空间机械臂关节运动的拟增广自适应控制及柔性振动实时主动抑制

讨论了载体位置、姿态均不受控情况下,自由漂浮柔性空间机械臂系统关节运动的拟增广自适应控制和柔性振动实时主动抑制问题。此类机器人系统的特点在于:结合系统动量及动量矩守恒关系得到的完全能控形式的系统动力学方程,关于系统惯性参数不符合惯常的线性函数关系,因此地面机器人的控制方法在此难以直接推广应用。为了克服上述难点,我们仅将系统动量守恒关系耦合到系统动力学方程当中,而不耦合系统动量矩守恒关系,结果得到一组欠驱动形式的系统动力学方程。其优点在于,系统动力学方程关于一组组合惯性参数保持惯常的线性函数关系。以此为基础,设计了具有未知参数柔性空间机械臂关节轨迹跟踪的拟增广自适应控制方案。并根据柔性子系统的动力学特性,设计了一个基于反馈的自适应控制方案来对柔性杆的振动进行快速实时的抑制。所提出的控制方案还具有不需要测量、反馈载体位置、移动速度和移动加速度的显著优点。系统的数值仿真,证实了方法的有效性。     

带伸展柔性附件航天器的动力响应

推导了带伸展柔性附件航天器的时变系数动力学方程。对比了用刚性模型和柔性模型处理这类问题的区别,柔性模型的姿态角速度围绕刚性模型姿态角速度曲线振荡,因此用刚性模型可以近似地预测角速度的运动趋势。分析了附件自由振动和受简谐激励、脉冲激励时对航天器姿态的影响。指出了一些独特的动力学行为：齐次解的非瞬态特性、脉冲响应的渐强振动、简谐激励的非稳态特性、瞬时共振的延续和加强。这些特性的存在会导致航天器姿态的剧烈运动和附件的破坏     

一种挠性航天器的自适应姿态控制与振动控制

挠性航天器三轴姿态控制与振动控制需要处理复杂的姿态运动学耦合、动力学力矩耦合、挠性模态与刚体的动力学耦合,以及在轨航天器挠性附件的参数不确定等问题。基于频带分离方法分别设计了姿态控制器和振动控制器,其中的挠性附件振动对姿态的影响以时变干扰模型进行考虑。利用奇异摄动理论,设计了姿态控制器。该控制器由快速角速度环和慢速角度环两回路组成,采用具有较强抗干扰能力的积分型SDRE（State-Dependent Riccati Equation）控制器进行姿态指令跟踪。对于挠性振动,设计了独立模态控制的正位置反馈（PPF）控制器,通过对一阶控制器参数进行调节,使系统当存在结构不确定或参数变化的情况时仍能较好地收敛,保证了系统的鲁棒性。最后仿真表明了在干扰力矩下姿态的稳定性和振动的快速抑制。     

柔性航天器附件振动抑制的根部控制法

以中心刚体带柔性附件的航天器为对象，研究了姿态控制时中心体的转动惯量与附件振动衰减速率之间的关系。以此为基础提出一种附件振动抑制和附件指向控制的方法——根部控制法。结果表明，此方法可明显抑制附件振动，并对姿态控制的影响很小。     

姿态受控柔性关节双臂空间机器人的抗力矩饱和控制与振动抑制

研究了漂浮基柔性关节双臂空间机器人载体姿态与机械臂关节协调定位的抗力矩饱和控制与柔性振动抑制问题。利用系统动量守恒定律及拉格朗日方法,给出载体姿态受控柔性关节双臂空间机器人的完全驱动式动力学方程。结合柔性补偿及奇异摄动技术,推导系统相应的奇异摄动模型。为实现双臂各关节柔性振动的有效抑制,针对快变子系统提出一种力矩微分状态反馈控制策略;为避免空间机器人实际载体姿态控制系统及关节驱动电机出现控制饱和问题,针对慢变子系统提出一种姿态、关节协调定位且基于力矩主动约束设计的抗力矩饱和控制方法。数值仿真结果显示,所提控制方案不仅可以完成对系统载体姿态、双臂各关节的精确定位,而且还能有效抑制关节的柔性振动、限制实际控制力矩的输出幅值。     

柔性太阳帆航天器大角度机动控制研究

太阳帆航天器是一种新型航天器,被广泛设计应用于深空探测任务,它依靠太阳光压力产生推进力。通过改变太阳帆的姿态可以控制太阳帆航天器的轨道,因此姿态控制对太阳帆航天器的任务具有重要意义。为了获得足够大的推进力,太阳帆具有大尺度的柔性结构,因此太阳帆航天器具有大转动惯量和大柔性的动力学特性,这对其姿态控制带来了困难。而利用太阳帆的特殊结构可以设计出一些特殊的姿态控制机构,如中心控制杆和控制小帆等,降低控制成本,改善控制效果。该文在柔性太阳帆耦合动力学降阶模型的基础上,将太阳帆的控制机构简化为中心力矩控制和端点力控制,针对太阳帆单轴大角度机动过程,研究了两种控制方法下太阳帆柔性结构对其姿态控制的影响。研究表明,通过端点力控制可以有效减小太阳帆在姿态机动过程中姿态及结构的振动幅度,可以更好的完成太阳帆的姿态机动任务。     

Study on the global chaotic dynamics and control of liquid-filled spacecraft with flexible appendage

This paper investigates the global chaotic attitude dynamics and control of completely viscous liquid-filled spacecraft with flexible appendage. The focus in this paper is on the way in which the dynamics of the liquid and flexible appendage vibration are coupled. The equations of motion are derived and then transformed into a form suitable for the application of Melnikov’s method. Melnikov’s integral is used to predict the transversal intersections of the stable and unstable manifolds for the perturbed system. An analytical criterion for chaotic motion is derived in terms of the system parameters. This criterion is evaluated for its significance to the design of spacecraft. In addition, the Melnikov criterion is compared with numerical simulations of the system. Numerical solutions to these equations show that the attitude dynamics of liquid-filled flexible spacecraft possesses characteristics common to random, non-periodic solutions and chaos. This paper demonstrated that the desired final polarity control is guaranteed by using a pair of thruster impulses. The control strategy for a reorientation maneuver is designed and the numerical simulation results are presented for both the uncontrolled and controlled spin transition.     

航天器柔性附件对整器固有振动特性影响因素及规律分析

介绍快速求解含大型柔性附件航天器系统模态的结构动力学方法,通过对多个柔性结构模型缩聚大幅度缩减自由度,集成MATLAB与NASTRAN进行联合仿真分析。遍历附件所有可能工作姿态的系统模态,大幅提高系统模态计算效率。通过该快速求解方法进行仿真实例分析,阐明航天飞行器的系统构型、柔性附件转动角度、本体与柔性附件质量惯量比三方面对柔性附件约束模态与系统模态影响规律。     

带挠性附件卫星转动惯量的在轨辨识

针对大型卫星的挠性附件振动会影响质量特性参数辨识精度和准确性的问题,提出了带挠性附件卫星转动惯量参数在轨辨识的递推算法。基于带挠性附件卫星动力学模型,导出了转动惯量参数辨识的最小二乘描述形式;与挠性附件振动模态估计的卡尔曼滤波算法相结合,提出了一种适用于带挠性附件卫星转动惯量参数辨识的并发递推算法。通过仿真算例验证了卫星挠性附件振动对转动惯量参数辨识的影响和文中递推算法的有效性。