挠性航天器主动振动抑制及姿态控制方法研究

发布时间：2021-11-02 16:32

　　近年来,随着深空探测、空间碎片清除等复杂航天任务的不断发展和实施,航天器结构朝着大型化与复杂化的方向发展。由于这些大型航天器的重量受制于运载器的运载能力以及对成本的控制,因此其多带有轻质的挠性附件。对于此类挠性航天器,由于空间干扰及挠性振动与中心刚体的耦合影响,使得其正常运行成为一种挑战。航天器能够正常完成任务的必要条件是其姿态控制要达到相关要求,因此,本文主要针对挠性航天器的振动抑制及姿态控制问题进行研究,主要包括以下内容:首先,给出了后文研究中公用到的一些定义、引理及基础知识。然后,简要地给出了建立挠性航天器姿态动力学方程所需要的几种坐标系定义。最后,给出了挠性附件振动的动力学模型、挠性航天器的姿态动力学和运动学模型。针对振动抑制问题,将其考虑为对挠性结构的振动控制,设计了基于独立模态空间的主动振动控制器。首先,考虑到实际中模态速度难以获得,设计了龙贝格状态观测器对其进行观测。进一步地,将挠性附件与中心刚体的耦合作用及受到的外界干扰视为总干扰并基于预设性能方法设计了振动控制器。数值仿真显示,所设计的主动振动控制器能够有效抑制挠性附件在不同类型干扰下的振动,具有鲁棒性强、振动衰减快等... 

【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校

【文章页数】：67 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

前苏联“和平”号空间站姿态控制系统对于航天器顺利完成任

哈尔滨工业大学工学硕士学位论文2不仅要考虑外部环境干扰的影响，更重要的是要考虑该耦合作用对航天器姿态的影响。图1-1前苏联“和平”号空间站图1-2加拿大空间机械臂姿态控制系统对于航天器顺利完成任务是至关重要的，姿态控制系统的主要作用是根据姿态控制需要，通过控制执行器产生合适的控制力矩，使得姿态能够满足给定要求。因此，对于航天器而言，设计鲁棒性强、控制效果好的控制器是首先要保证的。早期的航天器姿态控制系统一般不考虑外界干扰、挠性附件的振动影响，多采用经典控制算法。但是，随着航天器的大型化与复杂化，挠性附件的振动对姿态控制的影响已经成为了一个不可忽略的重要因素。另外，随着航天任务的越来越复杂，对航天器姿态控制的要求也大大提高，姿态控制不仅要满足特定的控制精度，对姿态控制的动态过程也提出了更苛刻的要求。综上可以看出，如何处理挠性振动对航天器姿态的耦合作用并设计高效的控制算法使得其姿态控制满足更高的要求是一件极具挑战的内容，并且具有实际应用价值。针对以上所述背景及研究的意义，本文以带有挠性附件的航天器为研究对象，着重研究挠性航天器所带挠性附件的振动抑制以及此类航天器的高质量姿态控制问题，以期对实际工程应用提供指导作用。1.2国内外研究现状及分析1.2.1挠性航天器数学建模与一般的刚体航天器有所不同，挠性航天器的建模过程要考虑挠性附件振动对中心刚体航天器的影响，因此要对挠性附件的振动产生的形变进行合理的描述，常用的描述方法有以下几种：（1）分布参数模型[5]挠性结构本身是分布参数系统，因此使用分布参数模型对其形变进行描述时不需要进行相关的简化即可以获得精确的数学模型，但是使用分布参数模型得到的是无穷维系统，这对后续的控制器设计是非?

哈尔滨工业大学工学硕士学位论文15（2）轨道坐标系坐标原点O选在航天器质心处，oOZ轴沿当地铅垂线方向指向地心，oOX轴沿轨道速度切线方向，oOY与其它两轴成右手关系。（3）航天器本体坐标系坐标原点O选在航天器质心处，bOX轴指向航天器飞行方向，bOZ轴垂直指向星体对地安装面，bOY轴与其它两轴成右手关系。航天器本体坐标系的三轴又分别称为滚转轴、俯仰轴和偏航轴。各坐标系位置关系示意图如图2-1所示。iO图2-1各坐标系位置关系示意图2.4.2挠性航天器姿态运动学模型目前常用的姿态描述方法有欧拉角、四元数、罗德里格斯参数和修正的罗德里格斯参数，不同的姿态描述具有各自的优点及不足，本文的后续内容主要采用欧拉角和四元数的描述方式，在此简要介绍如下：（1）欧拉角描述欧拉角表示了航天器本体坐标系相对于参考坐标系的角位置关系。欧拉角具有物理意义清晰、容易理解的优点，但是其存在奇异问题，并且存在插值速度不均匀的缺点，这在实际应用中是不利的。欧拉角按照不同的旋转方式分为两类，第一种方式是沿三个轴分别旋转一次，第二种方式是第一次和第三次旋转在同一个轴上进行，第二次旋转在其它两个轴中的一个轴上旋转。因此，欧拉角总共有12中旋转方式。显然，不同的旋转方式得到的结果是不同的，但是其表示的两坐标系的相对角位置是一样的。本文后续的研究中使用了1-2-3转序，表示参考坐标系依次绕x-y-z轴旋转一定角度得到本体系，具体旋转过程如图2-2所示。


本文编号：3472123