第24卷第4期 2018年 8月载人航天 Manned Spaceflight Vol.24 No.4 Aug. 2018
利用驱动机构实现输入整形方法对航天器姿态调整
过程振动激励的抑制
朱春艳\陈必发2,张美艳2,唐国安2$(1.上海宇航系统工程研究所，上海201109; 2.复旦大学航空航天系，上海200433)
摘要：针对空间站电池翼利用驱动机构实现姿态调整过程中的弹性振动问题，研究采用输入整 形技术进行振动抑制。将实验舱本体已设定好的转动角速度视为牵连运动，将可操控的驱动 机构转动角速度视为相对运动，两者合成的绝对运动角速度视为整形后的输入角速度，达到消 除振动的目的。采用仿真计算和地面试验对方法进行了验证，结果表明，此方法可有效降低太 阳翼调姿过程中的弹性振动。
关键词：电池翼；输入整形；弹性振动；地面试验
中图分类号：V 41 文献标识码：A
文章编号= 1674-5825(2018)04-0488-06Suppression of Spacecraft Vibration Excitation during Attitude Adjustment with Input Shaping Using Drive Assembly
ZHU Chunyan 1 , CHEN Bifa 2, ZHANG Meiyan 2, TANG Guo -an 2*
(1. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China ；2. Department of Aeronautics and Astronautics, Fudan University, Shanghai 200433 , China)Abstract : The input shaping technology was studied to suppress the elastic vibration generated when using SADA ( Solar Array Drive Assembly ) to implement attitude adjustment of the Space Station so -lar wings . The set up rotary speed of the experiment module was regarded as the transport motion , while the rotary speed of the manageable drive assembly was considered as a relative motion . The synthetic motion was taken as the input shaper to suppress the elastic vibration . The simulation and ground test showed that this method could remarkably suppress the elastic vibration in solar array at -titude adjustment .Key words : solar wings ; input shaping ; elastic vibration ; ground test
1引言航天器在轨展开后在结构上可看作一个航天
器本体带有一个柔性附件，如挠性天线、太阳电池
翼以及大型桁架结构。展开后的柔性体结构具有
跨度大、刚度低、弱阻尼等特点，在动力学特性上
表现为固有频率较低、振动被激发后较难衰减，可
能引起结构破坏，或降低航天器姿态稳定性等不
好的后果。
众多学者探求了多种方法降低柔性航天器在轨过程中被激发的弹性振动。其中，输人整形
(Input Shaping
)技术是将原输人指令信号与一系 列的脉冲序列卷积生成新的整形指令作为控制信 号，以消除系统弹性振动的控制方法[1—2]。Sing - hose 等[3] 针对一个二自由度系统， 分别采用一阶 零位移整形器、二阶零位移整形器、极不灵敏度整 形器整形输人信号，将仿真结果与地面试验结果 作对比，取得了很好的减振效果。NASA 与M IT 曾经合作了一个项目，基于Matlab 数学模型，采 用输人整形降低一个处于微重力环境下的弹性系收稿日期:2017-12-15;修回日期:2018-06-28
基金项目：上海市科学技术委员会扬帆计划（15YF 1411900)
第一作者:朱春艳，女，博士 ,工程师，研究方向为结构动力学。E-mail :zhuchunyan@https://www.doczj.com/doc/f08237464.html, *通讯作者:唐国安，男，硕士，教授，研究方向为结构动力学、动力学与控制；运载火箭总体技术、空间飞行器结构与机构。E-mail :tang-guoan@ fudan. edu. cn
反作用飞轮控制 一、（1）建立航天器姿态动力学方程和飞轮控制规律 如图1-1中， 图1-1 反作用飞轮系统 设三飞轮的质心重合与星体质心O 。三飞轮的轴向转动惯量分别为z y x J J J ,,。其横向转动惯量设已包含在星体惯量章量c I 内。星体角速度ω，飞轮相对于星体的角 速度记为： [ ] T z y x ΩΩΩ=Ω 星体与飞轮的总动量矩h 为： () ωωωωωωh h I I I I h b c +=Ω+?=Ω+?+?= （1-1） 式中， Ω ?=?=+=???? ? ?????=????? ?????=ωωωωωI h I h I I I J J J I I I I I b c z y x z y x 00 000 0000 易知，I 即星体与飞轮对点O 的总惯量章量，b h 即飞轮无转动时总动量矩，ωh 即飞轮转动时的相对动量矩。由动量矩定理得 e b b L h h h h h =?++?+=? ? ? ωωωω
? ? ??? ? Ω?Ω?Ω?-=-=+=?+?+? ? ? ? ? z z y y x x c e c b b J J J h L L L h h h ωωωω （1-2） 式中，e L 为外力矩，c L 为飞轮转轴上电机的控制力矩。式（1-2）就是装有反作用飞轮的刚性航天器动力学方程的矢量形式。 如定义星体轨道坐标系如图1-2所示， 图1-2 轨道坐标系 r r r z y ox 的角速度 r ω为 j n r -=ω 即轨道角速度。当为圆轨道时，则有 3 2R n μ = 式中μ为地球引力常数，R 为地球半径。如记ψθ?,,分别为星体滚转角、俯仰角与偏航角、且设ψθ?,,和? ? ? ψθ?,,均为小量。 当航天器相对于轨道坐标系按321旋转时角度旋转矩阵为： ???? ? ????? -++--=?θ? ψ?θψ? ψ?θψ?θ?ψ?θψ? ψ?θψθθ ψθψcos cos sin cos cos sin sin sin sin cos sin cos sin cos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos sin cos sin cos cos B 按321旋转时产生的角速度为：
1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制:其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制:包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。
航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,
可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm
基于脉宽调制器的喷气姿态控制系统
一．题目 1) 建立三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型 2) 设计基于PD+脉宽调制器形式的喷气姿态控制系统 3) 完成数学仿真 具体要求： (1)建立对地定向刚体航天器的三轴稳定姿态动力学和姿态运动学模型。 2222 2 2 512kg m ,308kg m ,620kg m 16kg m ,12kg m ,14kg m x y z xy xz yz I I I I I I =?=?=?=?=?=? 设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度00.0011rad/s ω= 要求姿态动力学动力学采用欧拉方程，姿态运动学模型采用zyx 顺序欧拉角的姿态运动学方程； (2)假设姿态推力器的数学模型为理想的继电器特性； 姿态推力器的标称推力为4N(设计情况B)，在各轴上的力臂分别为1m 、1.25m 和1.5m 。 (3)设计PD+脉宽调制器形式的数字式喷气控制器，要求姿态角控制精度优于 0.5deg 。 设计情况B ：控制周期为250ms ，控制系统的调整时间低于10s ，阻尼比为07。 (4)在设计控制器参数时，要考虑采样-保持环节对控制性能的影响。(建议 将采样-保持环节等效为s 域的传递函数，按连续控制系统的方法进行设计)。 (5)对上述设计结果进行数学仿真。比较在有/无最小脉宽限制两种情况下控 制精度和燃料消耗的情况。设推力器的最小脉冲宽度为30ms 。 (6)设卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩，分别为 0.01Nm,0.005Nm,0.02Nm dx dy dz T T T === 重新设计控制器，以满足控制精度的要求。并给出数学仿真结果
反作用飞轮整星零动量轮控系统（七B）
目录 1 基本内容 (3) 2 模型的建立 (3) 2.1系统控制框图 (3) 2.2姿态动力学模型 (4) 2.3 控制器设计 (5) 2.4 执行机构 (6) 2.5 建模结果 (7) 3 仿真实现 (8) 3.1 无干扰力矩 (8) 3.2 干扰力矩作用 (11) 3.3 飞轮故障的问题解决 (14)
1 基本内容 （1）建立带有飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型。（2）设计PD或PID控制器的轮控系统。 （3）完成数学仿真和分析。 2 模型的建立 典型航天器的姿态控制系统模型主要包括姿态动力学，姿态运动学，控制器，轨道动力学和空间环境五大基本模块。根据题目要求，对于本列，主要从被控对象字体动力学模型，执行机构和控制器三方面入手进行模型的建立。 以欧拉角为姿态参数，姿态动力学采用基于陀螺体的多刚体姿态动力学方程，姿态运动学模型采用zyx顺序欧拉角的姿态运动学方程。控制器采用PD控制率。执行机构采用4斜装的反作用飞轮构型方案。 2.1系统控制框图 如图1所示，其中姿态动力学模块和姿态运动学模块是描述系统模型的最基本模块，姿态动力学模块提供系统的动力学计算，姿态运动学模块提供不同姿态描述之间的转换关系，控制器模块是待设计的控制律模块，执行机构获得期望力矩信号，输出控制力矩。 图1 整星零动量轮控系统框图
2.2姿态动力学模型 考虑刚体固连坐标系下，转动角速度分量为[ ]T z y x ωωωω=，转动惯量为 I ，c T 为控制力矩，d T 为干扰力矩，U 为安装矩阵。则建立的欧拉动力学方程为 d w w T Uh h U I I =+++??ωωωω 对上式进行变形得到表达式： ()w w d Uh h U I T I ??----=ωωωω 1 （1） 然后对ω 积分得到转动角速度ω。然后利用simulink 模块搭建动力学模块，如图2所示 图2 同理可完成运动学模块的设计，航天器采用zyx 顺序旋转的欧拉角参数来描述星体坐标系相对轨道坐标系的姿态，则星体姿态角速度矢量ω在星体坐标系下的分量列阵可写为 0sin sin cos sin sin sin sin sin cos cos sin cos cos cos sin 0sin cos cos 0sin 01 ωψθ?ψ?ψθ?ψ?ψθψθ??θ? ?θ?θωωωω???? ? ?????+-+-????????????????????--=??????????= z y x 将上式变形的： ????? ????????????+????????? ?+-+???? ??????--=??????????-z y x ωωωωψθ?ψ?ψθ?ψ?ψθ?θ??θ?θψθ? 01 sin sin cos sin sin sin sin sin cos cos sin cos cos cos sin 0sin cos cos 0sin 01
某航天器仪器舱结构减振试验研究 STUDY ON VIBRATION SUPPRESS OF A CABIN STRUCTURE BASED ON DYNAMIC TESTING 王 聪 徐世昌 牟全臣 黄文虎 (哈尔滨工业大学航天学院航天工程与力学系,哈尔滨150001) WANG Cong XU Shichang MU Quecheng HUANG Wenhu (Department o f Astronautic En gineering an d Mechanics,School o f Astronautics,H arbin I nstitute o f Technology,H arbin150001,China) 摘要 改善大型结构的动态特性对航天器总体设计具有十分重要的意义。本文基于粘弹性材料对振动能量的耗散原理,分析了利用约束阻尼对航天大型结构进行振动抑制的方法。以某航天器仪器舱为例,进行了附加约束阻尼前后结构动态特性试验与分析,结果验证了该方法抑制振动的可行性和有效性,对大型航天结构的减振设计具有实用价值。 关键词 航天结构 动力学特性 减振设计 约束阻尼结构 中图分类号 V435 TH113 Abstract To improve the dynamic properties of cabin structure are of great significance for spacecraft.Based on energy consumpti on of vi scoelas tic materials,in this paper a method of constrained damping is presented to suppress the vibration of large space structure.A si mple viscoelasticity model is given ou t for the constrained damping s tructure.As example,it is used to a practical rocket cabin structure,and modal experi ments and analysis are carried out.From mode shapes and FRF(Freq uency Response Functi ons) curves of some characteristic points,the ampli tudes of vibration are reduced obviously.Conclusions can be made that,as an impassive damping method,the constrained damping structure is proved to be feasible and effective.T he results are of useful for reference to other space structure. Key words Space structure;Dynam ic property;Vibration suppression;C onstra ined damping structure Correspon dent:WANG Con g,E-mail:alanwan g@https://www.doczj.com/doc/f08237464.html, Manuscript received20000626,in revi sed form20000821. 1 引言 仪器舱是航天器中的关键结构,它的振动对航天器的可靠性和有效性有极大的影响。因而改善仪器舱的振动特性对提高设备整体使用效能意义重大。导致仪器舱振动的主要激励源是发动机和外界随机激励,火箭或导弹结构力学特性的研究表明,对环境振动的控制往往是有限的,因而减轻仪器舱结构的振动成为动特性设计的重要途径。对于大型壳体结构而言,有效地抑制振动的方法是增加结构的阻尼。通过模态分析,了解和掌握结构动力学特性,是进行仪器舱结构减振设计的前提条件。仪器舱是由柱壳、平板、伞壳及梁等组成,结构模态分析可以通过计算和试验两种途径实现,综合考虑模态试验和模态计算结果,进行适当的模型修改,可以获得相对精确的系统模态参数。进而有针对性地对目标结构进行减振设计。 本文采用约束阻尼结构的方法,对典型的航天复杂结构,某火箭仪器舱进行减振特性研究。利用结构动态测试与分析系统LMS C ADA X,对加约束阻尼前、后仪器舱结构的模态振型和部分特征点的频响特性进行了测试分析,结果验证了约束阻尼结构减振方法的可行性和有效性。 2 约束阻尼结构 约束阻尼结构是在自由阻尼结构的弹性层上增加约束层而构成,如图1所示。结构振动时,阻尼层随结构件振动,使粘弹性阻尼材料承受拉伸和压缩交变载荷,进而耗散结构的振动能量来实现减振。约束阻尼结构使用较薄的阻尼层就可获得较高的复合损耗因子,与自由阻尼结构相比,可以耗散更多的能量,减振效果好,适合于轻型减振结构[1]。粘弹性材料的力学性能与振动幅值、频率及其他环境参数和物理参数有关,一般来说是非线性的。但在应变幅值较小时,线性化模型也具有较高的精度[2]。 图1所示的约束阻尼结构,可以简化为一个Kelvin模型和一个弹簧串联的粘弹性结构模型[2],如 Journal of Mechanical Strength机械强度2002,24(1):049~051 王 聪,男,1966年9月生,内蒙古商都县人,汉族。哈尔滨工业大学航天学院讲师,博士研究生。主要研究方向是航天动力学、振动与控制。 曾发表 低轨道系绳卫星展开过程仿真分析 ( 高技术通讯 2000年第5期)等论文。 20000626收到初稿,20000821收到修改稿。
航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。
1.1 世界航天技术发展的概况 航天技术发展是当今世界上最引人注目的事业之一，它推动着人类科学技术的进步，使人类活动的领域由大气层内扩展到宇宙空间。航天技术是现代科学技术的结晶，是基础科学和技术科学的集成，力学、热力学、材料学、医学、电子技术、光电子技术、自动控制、计算机、真空技术、低温技术、半导体技术、喷气推进、制造工艺学等学科，以及这些科学技术在航天应用中相互交叉、渗透而产生的大量新学科，都对航天技术的发展起了重要作用。所以，航天技术是一个国家科学技术水平的重要标志。 航天技术是一门综合性的工程技术，主要包括：制导与控制技术，热控制技术，喷气推进技术，能源技术，空间通信技术，遥测遥控技术，生命保障技术，航天环境工程技术，火箭及航天器的设计、制造和试验技术，航天器的发射、返回和在轨技术等。由多种技术融于一体的航天系统是现代高技术的复杂大系统，不仅规模庞大，技术高新、尖端，而且人力、物力耗费巨大，工程周期长。时至今日，航天技术已被广泛应用到政治、军事、经济和科学探测等领域，已成为一个国家综合国力的象征。 .1.2 近代航天技术的发展 19世纪末20世纪初，火箭才又重新蓬勃地发展起来。近代的火箭技术和航天飞行的发展，涌现出许多勇于探索的航天先驱者，其中代表人物K．3．齐奥尔科夫斯基，R．戈达德(Robert Goddard)，H．奥伯特(Hermann Oberth)。 航天技术从20世纪50年代末期的研究试验阶段到70年代中期，发展到了广泛实际应用阶段。其中60年代以来，为科学研究、国民经济和军事服务的各种科学卫星与应用卫星得到了很大发展。至70年代，军、民用卫星已全面进入应用阶段。一方面向侦察、通信、导航、预警、气象、测地、海洋、天文观测和地球资源等专门化的方向发展，同时另一方面，各类卫星亦向多用途、长寿命、高可靠性和低成本的方向发展。这两种趋势相互补充，取得了显著的效益。80年代中后期，基于模块化和集成化设计思想的新型微、小卫星崛起，成为航天技术发展中的一个新动向。这类卫星重量轻、成本低、研制周期短、见效快，已逐渐成为今后应用卫星的一支生力军。
第24卷第4期 2018年 8月载人航天 Manned Spaceflight Vol.24 No.4 Aug. 2018 利用驱动机构实现输入整形方法对航天器姿态调整 过程振动激励的抑制 朱春艳\陈必发2,张美艳2,唐国安2$(1.上海宇航系统工程研究所，上海201109; 2.复旦大学航空航天系，上海200433) 摘要：针对空间站电池翼利用驱动机构实现姿态调整过程中的弹性振动问题，研究采用输入整 形技术进行振动抑制。将实验舱本体已设定好的转动角速度视为牵连运动，将可操控的驱动 机构转动角速度视为相对运动，两者合成的绝对运动角速度视为整形后的输入角速度，达到消 除振动的目的。采用仿真计算和地面试验对方法进行了验证，结果表明，此方法可有效降低太 阳翼调姿过程中的弹性振动。 关键词：电池翼；输入整形；弹性振动；地面试验 中图分类号：V 41 文献标识码：A 文章编号= 1674-5825(2018)04-0488-06Suppression of Spacecraft Vibration Excitation during Attitude Adjustment with Input Shaping Using Drive Assembly ZHU Chunyan 1 , CHEN Bifa 2, ZHANG Meiyan 2, TANG Guo -an 2* (1. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China ；2. Department of Aeronautics and Astronautics, Fudan University, Shanghai 200433 , China)Abstract : The input shaping technology was studied to suppress the elastic vibration generated when using SADA ( Solar Array Drive Assembly ) to implement attitude adjustment of the Space Station so -lar wings . The set up rotary speed of the experiment module was regarded as the transport motion , while the rotary speed of the manageable drive assembly was considered as a relative motion . The synthetic motion was taken as the input shaper to suppress the elastic vibration . The simulation and ground test showed that this method could remarkably suppress the elastic vibration in solar array at -titude adjustment .Key words : solar wings ; input shaping ; elastic vibration ; ground test 1引言航天器在轨展开后在结构上可看作一个航天 器本体带有一个柔性附件，如挠性天线、太阳电池 翼以及大型桁架结构。展开后的柔性体结构具有 跨度大、刚度低、弱阻尼等特点，在动力学特性上 表现为固有频率较低、振动被激发后较难衰减，可 能引起结构破坏，或降低航天器姿态稳定性等不 好的后果。 众多学者探求了多种方法降低柔性航天器在轨过程中被激发的弹性振动。其中，输人整形 (Input Shaping )技术是将原输人指令信号与一系 列的脉冲序列卷积生成新的整形指令作为控制信 号，以消除系统弹性振动的控制方法[1—2]。Sing - hose 等[3] 针对一个二自由度系统， 分别采用一阶 零位移整形器、二阶零位移整形器、极不灵敏度整 形器整形输人信号，将仿真结果与地面试验结果 作对比，取得了很好的减振效果。NASA 与M IT 曾经合作了一个项目，基于Matlab 数学模型，采 用输人整形降低一个处于微重力环境下的弹性系收稿日期:2017-12-15;修回日期:2018-06-28 基金项目：上海市科学技术委员会扬帆计划（15YF 1411900) 第一作者:朱春艳，女，博士 ,工程师，研究方向为结构动力学。E-mail :zhuchunyan@https://www.doczj.com/doc/f08237464.html, *通讯作者:唐国安，男，硕士，教授，研究方向为结构动力学、动力学与控制；运载火箭总体技术、空间飞行器结构与机构。E-mail :tang-guoan@ fudan. edu. cn
航天器控制课程大作业 1.基本内容 ?建立带有反作用飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型； ?基于欧拉角或四元数姿态描述方法，设计PD型或PID型姿态控制律(任选一种); ?利用MATLAB/Simulink软件建立航天器闭环姿态控制系统，设计姿态控制器进行闭合回路数学仿真，实现给定控制指标和 性能指标。 ?调研基于星敏感器+陀螺的姿态确定算法并撰写报告，要求不少于1500字。内容包括： ?星敏感器、陀螺数学模型 ?Landsat-D卫星姿态确定调研 包括：姿态敏感器组成、姿态敏感器性能、姿态确定算法及其精度 ?单星敏感器+陀螺的kalman滤波器姿态估计 ?双星敏感器姿态确定算法(双矢量定姿) ?列出主要参考文献 2.具体要求和相关参数 1)建立航天器姿态动力学方程以及基于欧拉角描述(3-1-2转序)的姿态运动学方程。基于如下假设，对航天器姿态动力学和姿态运动学模型进行简化： ?航天器的轨道为近圆轨道，对应轨道角速度为常数； ?航天器的本体坐标系与其主惯量坐标系重合，惯量积为零；
? 航天器姿态稳定控制时，姿态角和姿态角速度均为小量。 进一步建立适用于航天器姿态稳定或小姿态角度工况下的线性化航天器姿态动力学和运动学模型。 2) 航天器转动惯量矩阵 2200024142460018kg m 14182500????=??????? I 轨道角速度00.0012rad/s ω=。设航天器本体系三轴方向所受干扰力矩如下： 040003cos 1() 1.510 1.5sin 3cos N m 3sin 1d t t t t t ωωωω-+????=?+?????+??T 仿真中，假设初始三轴姿态角为002~5和初始三轴姿态角速度000.01/s ~0.05/s 。 3) 采用三正装反作用飞轮作为执行机构，飞轮最大控制力矩为0.4Nm ，最大角动量20Nms 。飞轮采用力矩模式，模型采用一阶惯性环节（时间常数为0.005s ），考虑库仑摩擦力矩4410Nm -?，要求飞轮的数学模型带有饱和特性。 4) 控制指标和性能指标： ? 稳定度（姿态角速度）：优于0.005deg/s ； ? 指向精度（姿态角）：优于0.1deg ； ? 姿态稳定收敛时间小于100s 。
第27卷 第1期 力 学 进 展V o l .27 N o .11997年2月25日ADVAN CES I N M ECHAN I CS Feb .25, 1997 航天柔性结构振动控制的若干新进展33国家自然科学基金重点项目资助. 黄文虎 王心清张景绘郑钢铁哈尔滨工业大学航天学院 运载火箭技术研究院总体部西安交通大学哈尔滨工业大学哈尔滨 150001北京 100076西安 710049哈尔滨 150001 提要 围绕航天柔性结构的振动控制,从结构及材料的数学模型、材料及器件、基本理论与方法和一体化振动控制几个方面对一些研究的最新进展进行了介绍.主动控制和被动控制的一体化技术研究是当今航天柔性结构振动控制研究的重点,两种控制方法的结合不仅优点互补,而且提高了控制系统的性能.控制用材料和器件的研究在工程应用的推动下,也取得了较快的发展,并促进了振动控制技术的实用化.关键 航天结构;振动控制;主动控制;被动控制;材料;传感器;作动器 1 引 言 大型化、低刚度与柔性化是各类航天结构的一个重要发展趋势.无疑轻型结构可以增加有效载荷的重量,提高运载工具的效率.大型结构可以增加空间结构的功能,如更大的太阳能电池阵列可以为空间结构提供更加充足的能源.但这同时也给结构的设计、制造和使用带来了一系列新的问题.这类大型柔性结构的模态阻尼小,如不采取措施对其振动进行抑制,在太空中运行时,一旦受到某种激振力的作用,其大幅度的振动要延续很长时间.这不仅会影响航天结构的工作,如姿态的稳定和定向精度等问题,还将使结构产生过早的疲劳破坏,影响结构的使用寿命,或导致结构中仪器的损坏.这在实际情况中已有例证.就现在已有的航天结构,结合我国的情况,大型柔性结构的振动抑制问题仍非常突出.以大型运载火箭和其有效载荷为例,需要减振的部位很多,例如,仪器仓,由于安装有火箭的控制、遥测等各种仪器,对振动环境有严格的要求;船箭或星箭接口支架,它传递发动机点火、级间分离等引起的对飞船或卫星的冲击,减、隔振可以减少冲击对飞船或卫星的影响;飞船逃逸系统的栅格翼打开后,要使弹性、刚性运动稳定,振动抑制是重要的保证措施;将要投入使用的桁架? 5?
航天器控制原理自测试题一 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 2、惯性轮 3、姿态机动控制 4、空间导航 5、空间站的姿态控制 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。 2、开普勒三大定律是什么？牛顿三大定律是什么？ 3、分析描述航天器姿态运动常用的参考坐标系之间的相对关系。 4、画出航天器控制系统结构图并叙述其原理。 5、液体环阻尼器有什么特点，适用于什么场合？ 6、写出卫星姿态自由转动的欧拉动力学方程。 7、主动姿态稳定系统包括哪几种方式？ 8、推力器的工作时间为什么不能过小？ 9、简述导航与制导系统的功能，及其为实现此功能而必须完成的工作。 10、载人飞船在结构上较一般卫星有什么特点？ 三、推导题（15％） 1、利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N体引力时的运动方程，并阐述简化为二体相对运动的合理性。8% 2、推导Oxyz和OXYZ两坐标系之间按“1-2-3”顺序旋转的变换矩阵和逆变换矩阵，并在小角度假设下予以线性化。7%
四、计算题（10％） 1. 已知一自旋卫星动量矩H=2500Kg·m2/s，自旋角速度为ω=60r/min，喷气力矩 Mc=20N·m，喷气角为γ=45。，要求自旋进动θc=90。。问喷气一次自旋进动多少？总共需 要多少次和多长时间才能完成进动？ 航天器控制原理自测试题一答案 一、名词解释（15％） 1、姿态运动学 答：航天器的姿态运动学是从几何学的观点来研究航天器的运动，它只讨论航天器运动的几何性质，不涉及产生运动和改变运动的原因 2、惯性轮 答：当飞轮的支承与航天器固连时，飞轮动量矩方向相对于航天器本体坐标系Oxyz不变，但飞轮的转速可以变化，这种工作方式的飞轮通常称为惯性轮。 3、姿态机动控制 答：姿态机动控制是研究航天器从一个初始姿态转变到另一个姿态的再定向过程。如果初始姿态未知，例如当航天器与运载工具分离时，航天器还处在未控状态；或者由于受到干扰影响，航天器姿态不能预先完全确定，那么特地把这种从一个未知姿态或者未控姿态机动到预定姿态的过程称为姿态捕获或对准。 4、空间导航 答：航天器轨道的变化也称为空间导航，包括轨道确定和轨道控制两个方面，由导航与制导系统完成。 5、空间站的姿态控制 答：空间站姿态控制分为姿态稳定和姿态机动两部分。姿态稳定又分为两种情况：第一种情况为对地球指向稳定，主要为与地面通信联系和有关的数据传递提供稳定姿态。第二种情况，姿态控制精度由有效载荷或者在空间站进行的有关实验提出，此种精度要求视有效载荷和实验研究的不同而不同。 二、简答题（60％） 1、航天器按载人与否是如何分类的？各类航天器的作用和特点是什么？请举出你所知的各类航天器的国内外的例子。
第一章航天器控制的基本概念1.轨道控制 a.轨道确定(导航) 研究如何确定航天器的位置和速度b. 轨道控制(制导) 根据位置、速度、飞行最终目标，对质心施以控制力，以改变运动轨迹的技术轨道机动、轨道保持轨道交会、再入返回控制2.姿态控制a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。b. 姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是指使姿态保持在指定方向；姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。3.姿态稳定 a.特点长期而持续的所需控制力矩较小b.种类定向粗对准精对准4. 姿态机动a.特点短暂过程所需控制力矩较大b.种类再定向捕获跟踪和搜索4. 姿态控制与轨道控制的关系为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求；在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。5.姿态控制系统分类 a.根据姿态稳定方式三轴稳定.保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向自旋稳定.绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质6.姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能a.动量、稳定性b.稳态精度c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性7.姿态控制系统设计任务a.了解任务参数任务类型、质量、结构、轨道几何参数、任务寿命、精度、机动要求b.推导出控制系统质量和能源需求可靠性及寿命动量要求力矩要求：大小、频率、杠臂限制动态响应精度 能源要求c.具体设计 第二章姿态运动学与动力学1.方向余弦阵的性质及特点方向余弦阵只有三个独立参数方向余弦阵是正交矩阵AA T=E方向余弦阵的行列式为1|A|=1方向余弦阵可作为坐标变换矩阵V a=A Vb相继姿态运动的方向余弦阵具有中间脚标的吸收性质。缺点：不直观，缺乏明显的几何图象概念，使用不方便2.用EulerEuler轴/角描述姿态的理论依据Euler定理：刚体绕固定点的任一位移，可由绕通过此点的某一轴转过一个角度得到。姿态描述可用转轴e和绕此轴的转角φ来描述两个坐标系间的相对姿态。Euler轴/角的形式及特点形式转轴e在参考坐标系中的三个方向余弦(ex, ey, ez)转角φ优点具有明确的几何意义，直观，易于理解；是四元素、Rodrigues参数等其它姿态描述方法的基础。缺点仍具有一个约束条件，不是姿态描述的最小实现；与姿态之间不是一一对应的。常用Euler角3-1-3 ψ, θ, ?自旋卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(θ)绕oZ"轴旋转Rz(?)3-1-2 ψ, ?, θ三轴稳定卫星绕oZ轴旋转, Rz(ψ)绕oX'轴旋转, Rx(?)绕oY"轴旋转,Ry(θ) 在轨道坐标系内ψ为偏航角?为滚动角θ为俯仰角。3. Euler角的特点优点几何意义直观、明显小角度线性化方便在某些情况下，可直接测量缺点包含三角函数，计算效率低运动学方程有奇点4. 四元数特点与方向余弦阵相比，四元素只包含4个变量和1个约束与Euler轴/角相比，四元素姿态矩阵不含三角函数四元素可看作姿态机动参数。缺点：四元数仍存在一个约束条件，不是姿态描述的最小实现。5.Rodrigues参数的优缺点优点姿态描述的最小实现；简单、直观，计算效率高；由其描述的运动学方程结构简洁，无多余约束。缺点当φ→±180°时，x→±∞，不能有效描述姿态；当φ远小于180°时，才能有效描述姿态。6.重力梯度力矩的性质重力梯度力矩与主惯量差成正比重力梯度力矩与轨道角速度的平方成反比重力梯度力矩与姿态偏差角(小角度假设下)成正比当Izz< 《航天器姿态动力学与控制》课程内容总结 (一) 绪论部分 1．名词解释：姿态运动学；姿态动力学；姿态控制；姿态稳定控制、姿态机动控制、姿态捕获、再定向等概念 (二) 姿态动力学部分 1．指出描述航天器的姿态参数有哪几种，各自的优缺点是什么？ 2．掌握对地定向卫星惯性坐标系、轨道坐标系、本体坐标系之间的关系和各坐标系间坐标变换矩阵的求取； 3．给出在无穷小角位移的情况下，以不同姿态参数表示的方向余弦矩阵表达式； ω绕地球飞行，给出在无穷小角位移(星体坐标4．设对地定向卫星以轨道角速度 系相对轨道坐标系)情况下，星体其相对惯性空间的姿态角速度矢量(在体系下的分量列阵)的表达式，用zxy或zyx顺序的姿态角及其速率表示。 5．解释什么是视角动量？视角动量与关于参考点的角动量之间有何区别？6．什么是主转动惯量？惯性主轴坐标系的定义？ 7．推导刚体的姿态动力学方程(即欧拉方程)，给出刚体姿态动力学方程的矩阵分量式(设体坐标系与惯性主轴坐标系重合)。 8．解释什么是轴对称自旋航天器的本体章动和空间章动？章动角的含义是什么？什么是本体极迹和空间极迹？ 9．单自旋刚体运动稳定性的条件。 10．什么是准刚体模型？什么是最大轴原理？ 11．给出细长体双自旋航天器的稳定性条件(按准刚体模型) 12．重力梯度稳定卫星的稳定准则及天平动。 13．重力梯度稳定及其原理，这种姿态稳定方式的特点。 14．写出带有多个惯性轮的刚体航天器的姿态动力学方程(矢量式和矩阵式)，并解释其中各变量的含义； （三）姿态控制部分 1．指出姿态确定有哪几种方法？什么是参考矢量？姿态参考矢量有哪些？分别是怎样得到的？红外地平仪测量结果有何特点？航天器姿态动力学与控制总结2014
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