大挠性航天器振动抑制及姿态控制研究[范文]

 在复杂空间任务的牵引下，单体卫星的体积、质量、功能和结构日趋复杂。为了减轻自身重量、节约发射成本，卫星一般需要采用诸如太阳帆板、挠性天线、大尺度桁架等轻质挠性材料作为其功能附件或支撑结构。对于这样一类振动频率低且密集的大挠性卫星，如何设计挠性结构振动及整星姿态控制系统，进而实现高精度、高稳定度的载荷指向控制，成为目前亟需解决的问题。因此，本文针对大挠性卫星的振动控制及姿态控制问题，开展如下几个方面的研究工作：

针对大挠性卫星数学建模问题，采用有限元法及拉格朗日法，建立卫星挠性部件的振动控制方程及测量方程；采用四元数描述卫星的姿态运动，并基于牛顿-欧拉法，建立大挠性卫星的姿态动力学方程，为后续系统结构设计及理论分析奠定基础。

针对大挠性卫星振动控制问题，开展大挠性卫星振动控制系统结构化设计，重点研究振动控制作动器布局、系统全局模态坐标提取、振动控制器设计等问题，构建完整的大挠性卫星振动控制回路。针对作动器优化布局问题，结合实际工程需求，提出考虑系统振动模态可控度及作动器布线的复合优化指标，并基于该指标，利用遗传算法优化作动器安装位置。针对模态坐标提取问题，基于小波分析技术设计振动传感器测量信号分离和重构方案，在一定程度上解决了模态信息的观测溢出问题。针对振动控制器设计问题，考虑环境干扰及系统参数不确定性，基于独立模态空间控制思想，设计了不依赖系统模型信息的PD+SMC振动控制器，消除了振动系统参数地面标定或在轨辨识误差对控制精度的影响。

针对大挠性卫星姿态控制问题，首次将处理终端滑模奇异问题的饱和函数法与实际有限时间稳定概念相结合，设计了一种有限时间姿态控制算法。进一步地，将扩展有限时间定理与Lyapunov有界性相结合，提出了扩展实际有限时间定理，放宽了闭环系统稳定性分析条件。在此基础上，考虑执行机构输出饱和约束，设计了有限时间饱和补偿器及抗饱和姿态控制算法，在保证系统状态有限时间收敛的同时，抵消了饱和非线性的影响。最后，考虑系统输出受限问题，提出基于预设性能的有限时间姿态控制算法，通过构造具有势函数形式的预设性能控制项，约束了系统状态的变化范围，提升了姿态控制系统的安全性和可靠性。

关键词：大挠性卫星；振动控制；姿态控制；有限时间控制；

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