隨著空間技術(shù)的不斷發(fā)展,高指向精度和穩(wěn)定性對地觀測、激光通信和太空探索等任務(wù)對航天器的姿態(tài)控制穩(wěn)定性提出了更高的要求。為了獲得足夠多的能源,作為航天器核心供能部件的撓性太陽帆板逐漸向大型化和輕量化發(fā)展。此類型航天器的中心剛體和太陽帆板彈性模態(tài)之間的耦合效應(yīng)具有很強的非線性動力學(xué)特性,在航天器進行大角度姿態(tài)機動時撓性附件會產(chǎn)生彈性振動,將嚴(yán)重影響航天器姿態(tài)穩(wěn)定性。針對此問題,本文從撓性航天器的剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型入手,通過離散變量數(shù)據(jù)集對其運行狀態(tài)進行預(yù)測,提出了一種基于泛Kriging—MPSO的最優(yōu)控制方法,通過數(shù)值仿真驗證了控制方法的有效性,具體研究內(nèi)容如下:（1）利用歐拉—拉格朗日方程建立了撓性航天器剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型,分別采用歐拉法建立中心剛體動力學(xué)模型,拉格朗日法建立太陽帆板動力學(xué)模型,并對兩者之間的耦合動力學(xué)特性進行了分析;（2）針對撓性太陽帆板振動和外界環(huán)境干擾下,撓性航天器運行狀態(tài)預(yù)測失準(zhǔn)問題,提出了泛Kriging運行狀態(tài)預(yù)測方法。選用兩個標(biāo)準(zhǔn)測試函數(shù),以拉丁超立方采樣法選取樣本點,將其分為兩組作為訓(xùn)練和測試樣本集,分別利用泛Kriging、二階Kriging、Krig... 

【文章來源】：吉林大學(xué)吉林省 211工程院校 985工程院校 教育部直屬院校

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【學(xué)位級別】：博士

【部分圖文】：

大撓

第2章基于歐拉-拉格朗日的撓性航天器動力學(xué)建模23圖2.5撓性航天器有限元模型表2.1航天器的結(jié)構(gòu)參數(shù)和材料參數(shù)參數(shù)名稱值參數(shù)名稱值太陽帆板長度（m）1阻尼系數(shù)0.03太陽帆板寬度（m）0.6剛性轉(zhuǎn)軸的長度（m）1.127鋁合金彈性模量（Gpa）68剛性軸的半徑（m）0.276鋁合金質(zhì)量密度（kg﹒m-3）2.7×103航天器總質(zhì)量（kg）222泊松比0.33帆板總質(zhì)量（kg）17.67轉(zhuǎn)動慣量52552512.1382.31105.84102.311021.0161.32105.84101.321030.232由于大型撓性航天器在受到擾動時，其振動頻率值較小，以低階模態(tài)為主導(dǎo)，因此，本文選取前八階模態(tài)分別對應(yīng)有限元結(jié)果中的第七至十四階模態(tài)，其模態(tài)陣型如圖2.6所示，固有頻率為[10.002;11.833;13.886;18.066;22.031;22.242;59.069;59.157]Hz。（a）第一階模態(tài)振型（b）第二階模態(tài)振型

吉林大學(xué)博士學(xué)位論文24（c）第三階模態(tài)振型（d）第四階模態(tài)振型（e）第五階模態(tài)振型（f）第六階模態(tài)振型（g）第七階模態(tài)振型（h）第八階模態(tài)振型圖2.6撓性航天器自由振動前八階模態(tài)陣型采用有限元分析軟件提取節(jié)點相對中心剛體質(zhì)心的節(jié)點坐標(biāo)、太陽帆板坐標(biāo)系原點相對中心剛體質(zhì)心的坐標(biāo)，根據(jù)公式（2-30）求得帆板中心剛體和太陽帆板的轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)，如表2.3所示：表2.3航天器本體坐標(biāo)系下的轉(zhuǎn)動耦合系數(shù)階次x軸y軸z軸1-1.32660.2176-0.11120.0924-2.08×10-2-1.38893-2.66×10-27×10-3-1.14574-0.59584.96×10-24.27×10-251.1×10-30.27966.76×10-361.215×10-3-0.27351.712×10-37-2.7×10-3-0.1305-5.8×10-381.29×10-20.12436.1×10-3

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本文編號：3067600