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)04-0488-06
Suppression 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@ *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
第4期朱春艳，等.利用驱动机构实现输人整形方法对航天器姿态调整过程振动激励的抑制489
统的振动，结果也同样证明了这种方法的有效性[4]。刘玮等[5]针对柔性航天器舱体搬运时的 输人整形振动抑制方法进行研究并开展了原理试验。上述研究均表明，输人整形技术可有效降低 系统弹性振动。
航天器的姿态调整可能激发柔性结构的自由 振动。针对电池翼姿态调整过程，采用输人振型 技术可达到同样的调姿过程，并有效抑制弹性振 动。N A S A以一个Lewis小卫星为研究对象，采用 零位移整形方法消除了卫星电池阵的残余振动，但整形阶次较多时输人整形方法会引人不可忽略 的输人延时，文中没有针对此种现象进行额外的 处理[6]。朱春艳、那帅等[79]针对带柔性附件的 航天器变轨、调姿过程中的振动抑制问题进行研 究，并辅以地面原理性试验加以验证，但文中的原 理性试验对航天器变轨、调姿的过程模拟较为简单。胡军等[1°]以降低航天器轨控过程中太阳翼 与星体之间的作用力和作用力矩为控制目标实施 整形控制，仿真结果表明文中方法具有很好的减 振效果和鲁棒性，但缺乏试验验证。
本文针对我国空间站的太阳电池翼利用驱动 机构实现姿态调整过程所激发出来的弹性振动进行抑振研究，在不改变调姿运动路径的前提下，利 用a机构的相对运动达到整形输人角速度的目 的，实现对太阳电池翼弹性振动的抑制。
2基本原理
参考文献[1]〜[4],结构受到给定的外部载荷激励后将产生特定的振动响应，若结构的动力 学模型的刚度、质量和阻尼矩阵分别记为瓦、M、C,那么响应x(〇与激励/(〇应满足式（1)所示 控制方程：
M t(t)+C x(t)+K x(t)=f(t)(1)根据常微分方程理论，方程（1)的解由齐次 通解x Q(t)和特解x/t)两部分构成。通解对应于自由振动响应，形式如式(2):
x0(t)=q e A1t + Cje1" + …+ C…eA n t +
(2)
式中《是结构的动力学模型自由度，C1、q、…、c…、C…是与初始条件x(0)、•(0)以及特解在 初始时刻状态x/O h x/O)有关的、并且以成对共轭形式出现的常数向量，A1、\、…、A…、弋也是以成对共轭形式出现的特征值。对式（1)作 Laplace变换，得到式(3):
X(5)=G(s)F(s)(3)式中 X(s)=i[x(t)]和 f(s)=i[/(t)]分 别是函数x(t)和/(t)的Laplace变换，也称为输 出函数和输人函数。若将输人函数F(s)调整为式(4)：
F(s)=H(s)F(s)(4)式中函数H(s)称为整形器，定义为式(5):
H(s(s-A1)(s-A1)…（s-A J(s-A…)
H(s)=s2
(5)
那么对应于关系式（6),新的输出函数将变 成式(6)的形式：
X(s)=G(s)F(s)=G(s)H(s)F(s)(6)
在公式（11)最后一个等式右边的第一项中，分子和分母包含有相同的、可以约去的零点A1、A:、…、A…、A…。因此，对应于整形后的输人函数F(s),输出函数X(s)将不再含有非零极点，那么 经过Laplace反变换之后就不再含有（2)所表示 的通解，即整形器的作用在于抑制结构在外力激 励下的自由振动响应。
3航天器调姿过程振动抑制的实现
3. 1驱动机构的相对运动
航天器的姿态调整对于太阳电池翼、薄膜天 线等柔性结构是一种振动激励。由于调姿的运动 规划是根据任务设定的，不可能直接对其用输人 整形方法进行修改。然而，对于类似于通过a机 构安装在空间站上的柔性太阳电池翼，若将空间 站本体已经设定好的转动角速度仏（t)视为牵连运动，将可以操控的a机构转动角速度仏（t)视 为相对运动，那么牵连运动A>(t)与相对运动 A(t)合成后的绝对运动角速度A>(t)+A(t)就可以作为经过整形的输人/)(〇用于抑制调姿 过程的振动响应，见图1。于是，用输人整形方法 抑制航天器调姿过程振动响应的实现途径可以概 括为：
1)获得航天器本体调姿的运动规划，即转动
