[發明專利]基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法

在審

• 申請號: 201810205731.8
• 申請日: 2018-03-13
• 公開（公告）號: CN108427272A
• 公開（公告）日: 2018-08-21
• 發明（設計）人: 白慧慧;曾建平;王靖瑤;魯麟宏;曾濤;朱平芳;付榮;林煌星;陳康舒
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 桂林市持衡專利商標事務所有限公司 45107
• 代理人: 陳躍琳

本發明公開一種基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，首先根據有限元離散化方法建立了撓性航天器的姿態動力學模型，并通過選取合適的狀態變量，轉化為易于處理的非線性狀態空間形式；其次構造撓性模態觀測器及控制器；最后將撓性模態觀測器和控制器的設計問題轉化為SOS凸優化問題進行求解。本發明有效解決了撓性航天器的姿態控制問題以及撓性附件的振動抑制問題。

技術領域

本發明涉及航空航天技術領域，具體涉及一種基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法。

背景技術

為了完成航天工程中愈發復雜的執行任務，現代航天器通常會安裝諸如通訊天線、太陽能帆板等低剛度輕質量的撓性附件。由于撓性附件的振動和航天器本體姿態運動之間存在強烈的耦合作用，當航天器進行姿態機動時，會激發撓性附件的振動，這種振動會嚴重影響到航天器的姿態定位和指向精度，重則威脅航天器的運行安全。因此，撓性振動抑制問題一直是撓性航天器姿態控制領域的熱點和難點問題。

目前，對于撓性振動抑制問題，常采用主動和被動兩種控制方案。由于主動控制一般需要在撓性航天器上安裝撓性模態測量裝置，而受工程實現上的約束，主動控制方案實現難度較大，甚至難以實現。因此撓性附件振動抑制的被動控制方法的研究顯得尤為有意義。然而，由于撓性結構的動力學行為對航天器本體姿態動力學行為的制約，撓性模態測量信息的缺失，又將大大增加被動控制方案中控制器設計的難度。

發明內容

本發明所要解決的是撓性航天器的姿態控制問題以及撓性附件的振動抑制的問題，提供一種基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法。

為解決上述問題，本發明是通過以下技術方案實現的：

基于撓性模態觀測的撓性航天器姿態控制和振動抑制方法，包括步驟如下：

步驟1、建立撓性航天器的姿態動力學模型；

步驟2、選取狀態變量，將撓性航天器的姿態動力學模型轉化為易于處理的狀態空間的形式；

步驟3、通過假設航天器的姿態角和角速度可測來構造撓性模態觀測器及控制器；

步驟4、將撓性模態觀測器和控制器的設計問題轉化為SOS凸優化問題進行求解；

步驟5、利用所求解出的撓性模態觀測器和控制器即可實現撓性航天器的姿態控制和振動抑制的控制目標。

上述步驟1的具體子步驟如下：

步驟1.1、采用有限元離散化方法，建立撓性航天器的動力學模型：

步驟1.2、利用Rodrigues參數姿態描述法，刻畫撓性航天器的運動學模型：

其中，σ＝[σ₁ σ₂ σ₃]^T為Rodrigues參數向量，為Rodrigues參數向量的一階微分，ω＝[ω₁ ω₂ ω₃]^T為撓性航天器角速度，為撓性航天器角速率，η＝[η₁ … η_N]^T為撓性模態坐標，為撓性模態坐標的一階微分，為撓性模態坐標的二階微分，N為截取的撓性模態階數，T_c為控制力矩，ξ為撓性模態的阻尼系數矩陣，Ω為撓性模態的自然頻率矩陣，F_s為剛柔耦合系數矩陣，I_s為慣性矩陣，S(ω)為ω的叉乘矩陣。