近年來,隨著深空探測、空間碎片清除等復(fù)雜航天任務(wù)的不斷發(fā)展和實施,航天器結(jié)構(gòu)朝著大型化與復(fù)雜化的方向發(fā)展。由于這些大型航天器的重量受制于運載器的運載能力以及對成本的控制,因此其多帶有輕質(zhì)的撓性附件。對于此類撓性航天器,由于空間干擾及撓性振動與中心剛體的耦合影響,使得其正常運行成為一種挑戰(zhàn)。航天器能夠正常完成任務(wù)的必要條件是其姿態(tài)控制要達到相關(guān)要求,因此,本文主要針對撓性航天器的振動抑制及姿態(tài)控制問題進行研究,主要包括以下內(nèi)容:首先,給出了后文研究中公用到的一些定義、引理及基礎(chǔ)知識。然后,簡要地給出了建立撓性航天器姿態(tài)動力學(xué)方程所需要的幾種坐標(biāo)系定義。最后,給出了撓性附件振動的動力學(xué)模型、撓性航天器的姿態(tài)動力學(xué)和運動學(xué)模型。針對振動抑制問題,將其考慮為對撓性結(jié)構(gòu)的振動控制,設(shè)計了基于獨立模態(tài)空間的主動振動控制器。首先,考慮到實際中模態(tài)速度難以獲得,設(shè)計了龍貝格狀態(tài)觀測器對其進行觀測。進一步地,將撓性附件與中心剛體的耦合作用及受到的外界干擾視為總干擾并基于預(yù)設(shè)性能方法設(shè)計了振動控制器。數(shù)值仿真顯示,所設(shè)計的主動振動控制器能夠有效抑制撓性附件在不同類型干擾下的振動,具有魯棒性強、振動衰減快等... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

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【學(xué)位級別】：碩士

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前蘇聯(lián)“和平”號空間站姿態(tài)控制系統(tǒng)對于航天器順利完成任

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文2不僅要考慮外部環(huán)境干擾的影響，更重要的是要考慮該耦合作用對航天器姿態(tài)的影響。圖1-1前蘇聯(lián)“和平”號空間站圖1-2加拿大空間機械臂姿態(tài)控制系統(tǒng)對于航天器順利完成任務(wù)是至關(guān)重要的，姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要作用是根據(jù)姿態(tài)控制需要，通過控制執(zhí)行器產(chǎn)生合適的控制力矩，使得姿態(tài)能夠滿足給定要求。因此，對于航天器而言，設(shè)計魯棒性強、控制效果好的控制器是首先要保證的。早期的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)一般不考慮外界干擾、撓性附件的振動影響，多采用經(jīng)典控制算法。但是，隨著航天器的大型化與復(fù)雜化，撓性附件的振動對姿態(tài)控制的影響已經(jīng)成為了一個不可忽略的重要因素。另外，隨著航天任務(wù)的越來越復(fù)雜，對航天器姿態(tài)控制的要求也大大提高，姿態(tài)控制不僅要滿足特定的控制精度，對姿態(tài)控制的動態(tài)過程也提出了更苛刻的要求。綜上可以看出，如何處理撓性振動對航天器姿態(tài)的耦合作用并設(shè)計高效的控制算法使得其姿態(tài)控制滿足更高的要求是一件極具挑戰(zhàn)的內(nèi)容，并且具有實際應(yīng)用價值。針對以上所述背景及研究的意義，本文以帶有撓性附件的航天器為研究對象，著重研究撓性航天器所帶撓性附件的振動抑制以及此類航天器的高質(zhì)量姿態(tài)控制問題，以期對實際工程應(yīng)用提供指導(dǎo)作用。1.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析1.2.1撓性航天器數(shù)學(xué)建模與一般的剛體航天器有所不同，撓性航天器的建模過程要考慮撓性附件振動對中心剛體航天器的影響，因此要對撓性附件的振動產(chǎn)生的形變進行合理的描述，常用的描述方法有以下幾種：（1）分布參數(shù)模型[5]撓性結(jié)構(gòu)本身是分布參數(shù)系統(tǒng)，因此使用分布參數(shù)模型對其形變進行描述時不需要進行相關(guān)的簡化即可以獲得精確的數(shù)學(xué)模型，但是使用分布參數(shù)模型得到的是無窮維系統(tǒng)，這對后續(xù)的控制器設(shè)計是非?

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工學(xué)碩士學(xué)位論文15（2）軌道坐標(biāo)系坐標(biāo)原點O選在航天器質(zhì)心處，oOZ軸沿當(dāng)?shù)劂U垂線方向指向地心，oOX軸沿軌道速度切線方向，oOY與其它兩軸成右手關(guān)系。（3）航天器本體坐標(biāo)系坐標(biāo)原點O選在航天器質(zhì)心處，bOX軸指向航天器飛行方向，bOZ軸垂直指向星體對地安裝面，bOY軸與其它兩軸成右手關(guān)系。航天器本體坐標(biāo)系的三軸又分別稱為滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸和偏航軸。各坐標(biāo)系位置關(guān)系示意圖如圖2-1所示。iO圖2-1各坐標(biāo)系位置關(guān)系示意圖2.4.2撓性航天器姿態(tài)運動學(xué)模型目前常用的姿態(tài)描述方法有歐拉角、四元數(shù)、羅德里格斯參數(shù)和修正的羅德里格斯參數(shù)，不同的姿態(tài)描述具有各自的優(yōu)點及不足，本文的后續(xù)內(nèi)容主要采用歐拉角和四元數(shù)的描述方式，在此簡要介紹如下：（1）歐拉角描述歐拉角表示了航天器本體坐標(biāo)系相對于參考坐標(biāo)系的角位置關(guān)系。歐拉角具有物理意義清晰、容易理解的優(yōu)點，但是其存在奇異問題，并且存在插值速度不均勻的缺點，這在實際應(yīng)用中是不利的。歐拉角按照不同的旋轉(zhuǎn)方式分為兩類，第一種方式是沿三個軸分別旋轉(zhuǎn)一次，第二種方式是第一次和第三次旋轉(zhuǎn)在同一個軸上進行，第二次旋轉(zhuǎn)在其它兩個軸中的一個軸上旋轉(zhuǎn)。因此，歐拉角總共有12中旋轉(zhuǎn)方式。顯然，不同的旋轉(zhuǎn)方式得到的結(jié)果是不同的，但是其表示的兩坐標(biāo)系的相對角位置是一樣的。本文后續(xù)的研究中使用了1-2-3轉(zhuǎn)序，表示參考坐標(biāo)系依次繞x-y-z軸旋轉(zhuǎn)一定角度得到本體系，具體旋轉(zhuǎn)過程如圖2-2所示。


本文編號：3472123