挠性航天器姿态控制及振动抑制研究

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挠性航天器姿态机动时间最优控制研究_何海锋

［615］
（考虑挠性附件自身阻尼） ¨ = T I s θ + Cq ¨ + 2 ζλq +λq +C θ = 0 q
2 · T· · ·
（ 1）（ 2）
I s 为俯仰轴的转动惯量， q 为模态式中， θ 为姿态角，坐标（考虑 n 阶） q = [ q1 耦合系数行 C = [ c1 c2 q2 … … qn ] T ， C 为模态 cn ] ， ζ 为模态阻尼对
．文献［ 6-
7］运用线性二次型调节器对以控制量和系统能量 8］作为性能指标的问题进行了求解．文献［研究了以控制量和时间为性能指标的喷气推力最优控制 910］则把机动时间和机动完成后的问题．文献［得出了近似最小时间控剩余能量作为性能指标，制的结果．挠性航天器姿态机动的纯时间最优控制以文献［ 11］开始，文中用相平面方法来研究带有 1 阶挠性 1213］针对无阻尼模态模型的时间最优问题．文献［的挠性航天器，将其转化为非约束模型，利用极小值原理列出了时间最优控制满足的充分必要条件，且 14］通过仿真曲线说明了控制输入的对称性．文献［研究了挠性航天器模型中挠性模态频率和阻尼系数这两个参数对机动时间的影响．最近的研究见于文 15 ］，献［文中利用时间最优控制的规律来规划方波对不考虑阻尼系数的挠性航天器姿态快控制序列，速机动取得了较好的控制效果．挠性航天器的姿态快速机动问题，仍然需要采用最优控制的方法实现姿态机动时间最优．因为挠性航天器的三轴姿态机动不仅有刚体姿态的非线性还有挠性模态的非线性项，为了便于研究，本文项，依然以挠性航天器的单轴姿态机动为研究对象．对 1213］中提出的控制输入的对称性，本文将于文献［给出其成立的条件和证明，利用这一规律可以简化两点边值问题的解析求解．对于挠性模态阶次较高的情形，本文引入了基于离散模型的约束线性最小完成了数学仿真，并得出了一般情况二乘优化方法，下切换次数与挠性模态阶次的对应关系、机动时间随挠性模态阶次增加的变化规律．

挠性卫星姿态动力学建模与控制专题研讨

13
挠性卫星姿态控制研讨
➢ 卫星姿态控制系统有哪些组成？ ➢ 卫星姿态控制系统任务有哪些？
14
挠性卫星姿态控制研讨
➢ 卫星姿态控制系统有哪些组成？ ➢ 卫星姿态控制系统任务有哪些？
➢ 卫星姿控任务： ➢ 姿态稳定：对地观测和成像、通信、轨道控制等； ➢ 姿态机动：目标跟踪，区域凝视，观测目标变化等。
挠性卫星建模与控制专题
1
刚体卫星动力学回顾
➢ 刚体：
➢ 刚体是指在运动和受力作用后，形状和大小不变，而且内部各点的相对位置不变的物体。
➢ 绝对刚体实际上是不存在的，只是一种理想模型。
➢ 刚体卫星：
➢ 刚体卫星姿态动力学模型：刚体动量矩定理。
J ωJω Tc Td
2
挠性卫星动力学建模研讨何种结构或形状的卫星可以近似视为刚体模型？
3
挠性卫星动力学建模研讨
何种结构或形状的卫星可以近似视为刚体模型？
“东方红一号”卫星
“天巡一号”卫星
立方体卫星(Cubsat) 4
挠性卫星动力学建模研讨
➢ 挠性体
➢ 挠性（柔性）定义 ➢ 物体受力变形，作用力失去之后不能恢复原状的物理性质。
➢ 尺寸大、质量轻、刚度低的物体挠性越大。
卫星部件中哪些部件可视为挠性体（部件）？
➢ 太阳帆板模型：
➢ 太阳帆板振动形式以横向弯曲振动为主，往往将其简化为平面梁。
11
挠性卫星动力学建模研讨
J ωJω Tc Td
➢ 挠性卫星姿态动力学模型：
Jω ω (Jω T) C K ω 0
T
Tc
Td
星体姿态动力学方程挠性部件振动方程
J : 挠性卫星转动惯量矩阵 Tc : 控制力矩矢量

基于分数阶滑模控制的挠性航天器姿态跟踪及主动振动抑制研究

基于分数阶滑模控制的挠性航天器姿态跟踪及主动振动抑制研
究
邓立为;宋申民;陈兴林
【期刊名称】《振动工程学报》
【年(卷),期】2015(028)001
【摘要】针对挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出一种具有模糊自适应理论、分数阶理论、滑模控制理论和主动振动补偿综合特性的复合控制律.首先,在传统挠性航天器姿态控制模型基础上,推导出姿态模型的具有复合扰动的一般非线性系统形式,利用模糊自适应理论对复合扰动进行万能逼近,结合分数阶理论与滑模控制理论设计分数阶滑模控制律,进一步使用Lyapunov理论与分数阶稳定性理论证明了整个系统的稳定性.其次,针对航天器挠性模态模型,利用压电智能材料的控制方法,设计具有应变速率反馈特性的挠性模态补偿器.最后,数值仿真验证了模糊自适应分数阶滑模控制律的有效性与良好的控制性能.
【总页数】9页(P9-17)
【作者】邓立为;宋申民;陈兴林
【作者单位】哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文
【中图分类】V448.22;TB53
【相关文献】
1.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 [J], 胡庆雷;马广富
2.基于PWM的挠性航天器分力合成主动振动抑制方法 [J], 张建英;刘暾;郑立伟
3.基于自适应模糊观测器的挠性航天器主动振动抑制方法研究 [J], 蔡鹏;王庆超
4.输入有界的挠性航天器姿态跟踪滑模控制 [J], 胡庆雷;耿博;马广富;肖冰
5.含有参数不确定性的挠性航天器姿态跟踪滑模控制 [J], 靳永强;刘向东;侯朝桢因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

挠性航天器LMI抗饱和控制及模态振动抑制

Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅｌｅｆｘｉｂｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｗｈｉｃｈｃｏｎｔａｉｎｓｔｈｅｌｆｅｘｉｂｌｅａｔｔａｃｈｍｅｎｔａｎｄｌＯＷｐｏｗｅｒｍｏｔｏｒｓｔｅｎｄｓｔｏｒｅ — ｓｕｈｉｎｔｈｅｉｎｐｕｔｓａｔｕｒａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｍｏｄｅｓｖｉｂｒａｔｉｏｎｓ．Ｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｓｅｐｒｏｂｌｅｍｓ，ａｎｔｉ — ｗｉｎｄｕｐｃｏｍｐｅｎｓａｔｏｒｓ
ｓａｔｕｒａｔｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｓｔａｂｉｌｉｔｙ；ｍｅａｎｗｈｉｌｅ，ｔｈｅｉｎｐｕｔｓｈａｐｅｒｓｗｅｒｅｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄｔｏｓｕｐｐｒｅｓｓｔｈｅｍｏｄｅｓ
系统的稳定。同时，为了降低挠性结构和受限问题带来的模态振动，设计了输入成型器，并将成型
器改进优化增强模态抑制效果。与传统的抗饱和控制相比，补偿器不增加系统状态阶数，控制器不
需要模型的状态信息。并且通过增加输入成型器，增强模态振动抑制效果，优化了系统输出曲线。理论分析和仿真结果验证了所提方法的正确性和有效性。
刘金琨，王明钊

挠性航天器鲁棒反步自适应姿态机动及主动振动抑制_朱良宽

性附件的耦合矩阵, G为挠性模态, ur ( t)为反作用飞轮
产生的控制力矩, up 为压电作动器的输入, T d 为作用在
星体上的外干扰力矩, C = diag { 2Fi Xni, i = 1, 2, ,, N }
为阻尼矩阵, K = diag { X2n i, i= 1, 2, ,, N }为刚度矩阵,
针对上述问题, 本文尝试将反步法自适应控制技术与基于压电智能材料的 SRF 控制相结合, 提出一种新的鲁棒控制策略, 并利用仿真实验对方法的有效性进行了分析和验证。
基金项目: 国家自然科学基金 ( 60774062) ; 高等学校博士学科点专项科研基金 ( 20050213010) ; 哈工大优秀青年教师培养计划 ( H ITQ N JS. 2007. 001)
Qpe dt, z2 = pe, z3 = X, 则 ( 1), ( 8)可以重新写为
#
z1 = z2
( 13)
#
z2 = F ( z2 ) z3
( 14)
#z3 = - J- 1 X @ J X + u( t ) + d
( 15)
考虑如下坐标变换:
x1 = z1
( 16a)
x2 = z2 - U1
13 4
振动与冲击
2009年第 28卷
定理 1 考虑挠性航天器姿控系统 ( 6) 和 ( 8) , 若采用如下的控制律
u = - FTx2 - k3 x3 - G H- dM sng( x 3 ) ( 28) 以及如下的自适应律
H=
#
#- 1GT x3
( 29)
其中 sng ( x3 ) = [ sngx31 sngx32 sngx33 ] T, k3 为

挠性航天器姿态机动和振动抑制的自适应控制

ｖｂａｉｎｓｐｒｓｉｎｆｒｆｅｉｌｐｃｃａｉｒｔｏｕｐｅｓｏｏｘｂｅｓａｅｒ￣ｌ
ＪＡＯＸａ —ｏｇＺＩｉｏｈｎ，ＨＡＮＧＬ —ａｉｏｙ
（ｎｔｕｅｏＥｅｔｃｌｎｉｅｎ，ａｓａｎｖｒｔ，ｉｈａｇａ６０４ｈｎ）ＩｓｔｔｆｌｃａＥｇｎｒｇＹｎｈｎＵｉｓｙＱｎｕｎｄｏ６０，Ｃｉａｉｉｒｅｉｅｉ０
ｔｅｄｓｎｏｉｃｎｒｌｒｈｏｐｉｇｂｔｅｎｆｘｂｅａｐｎａｅａｄｒｉｏｙｗａｏｅｌｃｅ．ｈｅｉｆｔｓｏｔｌ，ｔｅｃｕｌｅｗｅｅｉｌｐｅｄｇｎｇｄｂｄｓｎｔｇｅｔｄｇｈｏｅｎｌｉｎ
焦晓红，张立尧
（山大学电气工程学院，燕河北秦皇岛ｏ６ｏ）６Ｏ４
摘
要：针对挠性航天器姿态机动控制中存在的参数不确定性、外部干扰、挠性附件振动及挠性模
态不易直接测量的问题，出一种具有干扰抑制的自适应输出反馈机动控制器设计方法。设计中提
ＡｂｔａｔＡｃｏｄｎｏｔｅａｔｕｅｍａｅｖｒｃｎｒｌｐｏｌｍｆａｆｘｂｅｓａｅｒｆｗｔａａｔｃａ — ｓｒｃ：ｃｒｉｇｔｈｔｔｄｎｕｅｏｔｒｂｅｏｅｉｌｐｃｃａｔｉｐｒｍｅｒｎｉｏｌｈｉ
无需忽略挠性附件和中心刚体的耦合，用挠性附件固有物理特性构造一种结构简单的开环模态利

挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究共3篇

挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究共3篇挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究1在航天探索中，挠性航天器的应用越来越广泛，得到了十分重视。

它具有重量轻、载荷能力强等优势，但相对应的却是挠性大，对姿态控制和稳定性要求极高。

挠性航天器的刚柔耦合动力学建模是研究其姿态控制技术的基础。

在建模中，需要考虑它的结构、弹性、惯性和控制等因素，综合分析其动力学性质。

大量的理论分析和实验研究表明，刚体模型无法贴切准确地描述挠性航天器的动态响应，所以需要建立刚柔耦合动力学模型。

模型的复杂性需要高精度数学方法的支持，而采用有限元法对其进行建模是目前较为常用的方法之一。

建模过程中，特别要注意模型精度和计算效率的平衡，以避免精度和时间的浪费。

在进行姿态控制的过程中，通常采用的是控制定律或控制策略。

其中，比较常见的是开环控制和闭环控制。

开环控制是直接将控制信号给予执行机构，缺点是无法实时地反馈和调整，容易失去控制；而闭环控制则在开环控制的基础上，引入了反馈调节，可以根据反馈信号进行实时控制，能够更好地控制姿态，但同时也增加了复杂度。

挠性航天器的姿态控制技术应用场景较为复杂，需要根据不同的任务需求，采用不同的控制策略。

例如，在对星载望远镜进行观测时，需要对挠性航天器的姿态做出高精度控制，可以采用自适应控制策略；在进行卫星捕获和交会对接时，需要将挠性航天器的姿态快速稳定，可以采用模型参考自适应控制策略等。

总的来说，挠性航天器刚柔耦合动力学建模和姿态控制技术的研究，对于保障航天器安全、提高航天器任务成功率具有重要作用。

在实际应用中，需要综合考虑针对不同任务情况选择合适的建模方法和控制策略，以实现航天器的精准运行和任务完成综上所述，挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术是航天器领域研究的重要方向之一。

建模方法和控制策略的选择直接影响航天器的安全和任务成功率。

因此，需要持续深入研究，不断完善技术手段，以确保航天器的正常运行和各种任务的高质量完成挠性航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制技术的研究2随着科技的不断发展，人类对于探索宇宙的渴望也越来越强烈。

挠性多体航天器动力学建模与姿态控制技术研究

实验结果与分析
为了验证所提出主动振动控制策略的有效性和可行性，我们进行了一系列实验。实验结果表明，通过引入主动振动控制，挠性航天器的姿态机动稳定性得到了显著提高，同时姿态控制精度也得到了明显提升。与传统的振动抑制方法相比，我们所提出的策略能够在更短的时间内实现对挠性航天器姿态机动的控制，具有更好的实时性和效果。
挠性航天器姿态机动的主动振动控制策略
针对挠性航天器姿态机动的特点，我们提出一种基于机器学习、数据驱动的主动振动控制策略。该策略通过收集大量航天器姿态机动过程中的历史数据，利用机器学习算法对数据进行学习和分析，提取出有益于提高姿态控制精度和稳定性的特征。然后，根据这些特征设计最优控制器，实现对挠性航天器姿态机动的主动振动控制。
1、考虑更多影响因素：目前的动力学模型主要于航天器的动力学特性，而对于诸如气动干扰、太阳辐射压力等外部影响因素的考虑尚不充分。未来的研究可以尝试将更多影响因素纳入模型，从而提高模型的预测能力。
2、引入智能算法：传统建模方法通常基于已知的系统参数进行建模，而对于参数的不确定性和时变性往往难以处理。引入智能算法，如神经网络、模糊逻辑等，可以实现对模型参数的自适应调整，提高模型的鲁棒性。
实验结果与分析
通过实验验证，本研究建立的挠性航天器刚柔耦合动力学模型具有较高的精度和有效性。在姿态控制方面，研究采用遗传算法优化后的控制算法具有较好的控制效果和鲁棒性。具体而言，对于不同工况和干扰条件下，优化后的控制算法均能实现有效的姿态稳定和控制。同时，实验结果也表明，混合控制方法在提高控制精度、减小控制功耗方面具有明显优势。
文献综述
挠性航天器刚柔耦合动力学建模方面，国内外学者进行了广泛的研究。通过对挠性航天器的模态分析、动力学建模和振动控制等方面的研究，取得了丰硕的成果。在姿态控制技术方面，常用的方法包括被动控制、主动控制和混合控制等。

挠性航天器姿态机动和主动振动抑制控制

制器设计方法。首先，利用挠性附件固有物理特性构造了一种结构简单的开环模态观测器，然后以此获得的模态估计信息及可测量的姿态四元数和角速度信息，于自适应反步设计方法进行反馈控制器设计。设计中无需忽略挠性附件和中心刚基
体的耦合，且挠性模态振动抑制效果明显，保证了闭环系统在参数不确定存在和外部干扰作用下的姿态稳定鲁棒性，外部对干扰力矩具有增益抑制性能。通过理论证明和仿真研究证明了所设计控制器的有效性和可行性。关键词：挠性航天器；姿态机动；主动振动抑制；模态观测器；自适应反步技术
不可避免地受到各种外部力矩的干扰以及外界的其他信号的干扰。另外，中心刚体和挠性附件间的强耦合作用，以及附件的振
动势必然影响到中心刚体姿态机动的控制性能，而挠性附件模态的不可直接测量，附件振动的主动抑制带来困难。因此，给挠性航天器姿态机动和主动振动抑制问题的研究得到了广泛的
［
ｃ
跏一
其中：＝而＋为系统状态变量；ｑｑｒ（［。ｇ＝
（＝）
Ｊ＋而＝一ｏ３
卜
（＋西６）＋（）＋（）（）ｄｆ１
于压电智能材料的主动振动抑制技术相结合的复合控制策略，有效抑制了挠性附件的振动。然而，述文献一方面将附件振上动对中心刚体的作用看成外部有界扰动，一方面则忽略中心另刚体与挠性附件耦合。文献［０—１］１针对挠性附件单独进行控１制策略研究。文献［０在附件参量未知的情况利用隐式自适应１］

基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法[发明专利]

专利名称：基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法
专利类型：发明专利
发明人：白慧慧,曾建平,王靖瑶,鲁麟宏,曾涛,朱平芳,付荣,林煌星,陈康舒
申请号：CN201810205731.8
申请日：20180313
公开号：CN108427272A
公开日：
20180821
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开一种基于挠性模态观测的挠性航天器姿态控制和振动抑制方法，首先根据有限元离散化方法建立了挠性航天器的姿态动力学模型，并通过选取合适的状态变量，转化为易于处理的非线性状态空间形式；其次构造挠性模态观测器及控制器；最后将挠性模态观测器和控制器的设计问题转化为SOS凸优化问题进行求解。

本发明有效解决了挠性航天器的姿态控制问题以及挠性附件的振动抑制问题。

申请人：厦门大学
地址：361000 福建省厦门市思明区思明南路422号
国籍：CN
代理机构：桂林市持衡专利商标事务所有限公司
代理人：陈跃琳
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挠性飞行器动力学建模与控制方法研究

挠性飞行器动力学建模与控制方法研究随着现代科技的不断发展，越来越多的新型飞行器被研制出来。

其中一种被称为“挠性飞行器”的飞行器，是一种具有弹性振动特性的飞行器。

由于其特殊的结构和运动特性，挠性飞行器的动力学建模和控制方法研究成为了当前飞行器研究的热点之一。

一、挠性飞行器的特点挠性飞行器是一种具有轻量、高度自适应性、低噪音和低能耗等特点的飞行器。

其结构主要由刚性和柔性部件组成，具有较强的变形能力和弹性振动特性。

相比于传统的刚性飞行器，挠性飞行器在飞行过程中不仅具有更多的自由度，而且对环境和工作负载有着更高的适应性。

二、挠性飞行器的动力学建模动力学建模是研究挠性飞行器运动规律和受力机制的重要方法。

由于挠性飞行器的刚性和柔性部件之间存在强烈的相互作用，其动力学建模相对传统飞行器较为复杂。

对于挠性飞行器的动力学建模，主要可以采用以下三种方法：1. 基于几何法的建模方法这种方法通过建立挠性飞行器的几何模型，将刚性部件和柔性部件分开进行动力学模拟。

基于几何法的建模方法虽然比较简单，但底层控制的精度较低。

2. 基于模态法的建模方法这种方法通过将挠性飞行器的柔性部件抽象成一个个固有频率和振动模态的数学模型，来描述挠性飞行器的振动状态和变形情况。

基于模态法的建模方法相对于基于几何法的建模方法，能够更加准确地预测挠性飞行器的运动规律和受力机制。

3. 基于能量法的建模方法这种方法通过对挠性飞行器能量转换和传递机制的研究，来揭示其动力学特性。

基于能量法的建模方法与基于模态法的建模方法在一些方面有所重叠，但在解决某些问题时有更好的适用性。

三、挠性飞行器的控制方法挠性飞行器的控制与传统飞行器相比，面临更大的挑战。

由于挠性飞行器的刚性和柔性部件之间存在着强烈的耦合关系，其受控制时难以保证稳定性和精度。

目前，挠性飞行器的控制方法主要可以分为如下几种：1. 基于反馈线性化的控制方法反馈线性化是一种常用的高级控制方法，通过将非线性动态系统转化为线性系统的方法，对挠性飞行器进行控制。

航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制

摘要：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圩理论
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日状态反馈理论，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，所提的方法是合理和有效的。
关键词：挠性航天器；姿态机动；自适应鲁棒；振动控制中图分类号：Ｖ４４８．２文献标识码：Ａ
Ａｄａｐｔｉｖｅｒｏｂｕｓｔａｔｔｉｔｕｄｅｍａｎｅｕｖｅｒｃｏｎｔｒｏｌｏｆａｌｅｆｘｉｂｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｗｉｔｈａｃｔｉｖｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｓｕｐｐｒｅｓｓｉｏｎ
振第３２卷第１２期动与冲击
Ｊ０ＵＲＮＡＬＯＦＶＩＢＲＡＴＩＯＮＡＮＤＳＨＯＣＫ
航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制
袁国平，史小平，李隆
（哈尔滨工业大学航天学院控制与仿真中心，哈尔滨１５０００１）
ＹＵＡＮＧｕｏ－ｐｉｎｇ，ＳＨＩＸｉａｏ－ｐｉｎｇ，ＬＩＬｏｎｇ
（ＣｏｎｔｒｏｌａｎｄＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＣｅｎｔｅｒ，ＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ１５０００１，Ｃｈｉｎａ）

挠性航天器姿态机动的主动振动控制_周连文

n
设 u ( x , t) =
∑< q =
j= 1 j j
5 q , 其中 <j ( j = 1, 2, … , n)
为挠性梁各阶振型, q j 为模态坐标 , 由 L agrange 方
0 - J 22J K
周连文 , 等 : 挠性航天器姿态机动的主动振动控制 ( 总第 31- 433) ・33・
引言
随着航天技术的发展 , 航天器往往带有大型挠性太阳帆板或其它挠性附件, 在这种航天器的飞行和控制过程中 , 作用在航天器上的控制力不仅会引起航天器的位置和姿态的改变, 而且将激发挠性附件的各阶模态。这类挠性系统模态率一般较低, 阻尼较小, 受外界扰动后其振动衰减需很长时间 , 严重影响航天器的正常工作。因此 , 控制器的设计必须考虑
0 B= 0 J 11
T
0 其中 A = 0 0
0 0 J 11GK
1 0 0 0
0 I J 11G ( C + DF ) - J 22J ( C + DF )
- J 22G ~= H r 为给定的机动角度 , H r 为转角误差, 设H - H 选取如下的滑模超曲面 ~+ ~ s = c1H H, c1> 0 采用等速趋近率选择滑模变结构控制律
[ 8]
量, G = r Qx 5 dx ∈ R 为刚体与挠性附件的耦合 n× n 矩阵 , C = diag ( 2N 1X1 , 2 N 2 X2, … , 2N n Xn ) ∈ R 、 K= 2 2 2 n×n diag ( X1 X2, … , Xn ) ∈ R 分别为阻尼矩阵、刚度矩阵, Xi 、 i ( i = 1, 2, …, n) 分别为梁的固有频率和阻尼 N 比, u r , u p ∈R 分别为作用在刚体上的力矩、施加在 m 压电致动器上的电压 , y ∈R 为敏感器的输出电压 , D ∈R 为

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➢姿态控制问题：将挠性航天器从一种位姿控制到另一种位姿。准确划
分又可分为姿态机动和姿态稳定问题。 ➢振动抑制问题：
在挠性航天器姿态控制过程中，抑制挠性附件的结构振动，减小振动对姿态控制的影响。
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
挠性航天器的姿态控制及振动抑制研究
报告人：通雁辉指导教师：井元伟教授
2020/7/10
绪论挠性航天器的数学模型挠性航天器的滑模控制器设计基于滑模观测器的控制器设计
结论与展望
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
其中，
B ( x ,t ) 2 ( r A x w 1 w c ) 2 w 2 w 1 w c θ w 2
(2.8) (2.9) (2.10) (2.11)
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
➢ 主被动一体化振动控制
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
滑模变结构控制理论
考虑系统设计控制律为其中，
x
y
yf(x,u)2yxu
u 4x, if xs0 uu 4x, if xs0
s x2y
系统 x f(t,x,u) 、x f (t,x,u) 和 x f (x,u) 的相轨迹如下图所示，
挠体建模理论研究现状
➢ 挠体建模过程主要包括：坐标系的选取、系统结构的描述、模化方法的确定、建模原理的选择等。
➢ 常用模化方法：分布参数法、离散坐标法、混合坐标法。 ➢ 常用建模原理：
向量力学法：Newton-Euler 。分析力学法：Hamilton原理、Lagrange方程、Kane方法等。
(2.3)
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
系统所具有的动能为
T1 2JH
21 L 20
ArP TrPdx
系统所具有的势能为
H 1 20 L E A [w 1 (x ,t)]2 d x 1 20 L E I[w 2 (x ,t)]2 d x
Y0 X
Y
O
θ
O0
rA
X0
图2.1 中心-梁系统结构模型
Y0 Y
O O0
w1
P
u2 X
x
P0
u1
x
θ
X0
图2.2 柔性梁形变描述
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
梁上任意一点P0变形之后移动到点P，向量 r 0 为点P0 在XYZ中的坐标，向量r 1 为点P在XYZ中的坐标，向量 r A 为
非保守力对系统所做的功为
WF
利用如下Hamilton公式
t1 t2(THWF)dt0
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
(2.4) (2.5) (2.6) (2.7)
得到系统分布参数模型
0 L { A w 1 2 A θ w 2 A θ w 2 A θ 2 ( r A x w 1 ) E A w 1 } d x 0
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
挠体控制理论研究现状
➢ 被动振动控制以减振垫、约束阻尼结构等为代表的控制方法，特点是结构简单，易于实现，经济性好，可靠性高，但控制性能小和灵活性差。
➢ 主动振动控制主要是利用智能材料作为传感器和作动器，基于现代控制理论，对系统振动进行有效控制。特点是控制效果好、适应性强，但需要消耗能量、有时可靠性难于保证。
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
y
I x
y II
x
y
.
. ....
.... ...
. .... .
........
.. ...
.
....
I. .
..
II
x
滑模变结构控制三要素：存在性、可达性、稳定性。滑模变结构控制运动：趋近运动、和滑动模态运动。滑模变结构控制的优点：完全鲁棒性、模型降阶。
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
挠性航天器的数学模型
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
本文基于Hamilton原理，利用假设模态离散化方法对系统进行建模，中心-梁系统结构模型及柔性梁的形变描述如图2.1和2.2所示。
点O在X0 Y0 Z0中的坐标。则点P在X0 Y0 Z0下的坐标向量为
rprAΘ(r0r1)
(2.1)
其中，Θ为坐标变换矩阵
cos sin
Θsin
cos
(2.2)
r1u u1 2((xx,,tt))w 1(x,w t)2(xw ,tc)(x,t)w 1(x,t)w 1 22(x0x,t)w 22d
L 0
Aw22Aθw1Aθ(rAxw1)A2w2EIw2
Axw2xLB(,t)ddx=0
JH θ0 LA { θ [(rA x)2 w 1 2 w 2 2 2 (rA x)(w 1 w c)] (rA x w 1 )w 2
w 2w 1 2[(rA x)(w 1 w c) w 1 w 1 w 2w 2]} d x=
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 绪论
Institute of Control Theory and Navigation Technology July 10, 2020
课题研究背景及意义
随着航天航天技术的不断发展，航天器的结构变得越来越复杂，由过去对多刚体系统的研究，发展到对刚柔耦合系统的研究，再到对挠性多体系统的研究。在对挠性航天器的控制研究中主要涉及到以下两个问题：