基于驱动机构作动的柔性附件振动控制原理与算法.pdf

第23卷 第4期载 人 航 天 Vol.23 No.4
2017年 8月 MannedSpaceflight Aug. 2017
柔性结构机构动力学与控制
基于驱动机构作动的柔性附件振动控制原理与算法
李 涛,陈必发,吕亮亮,唐国安
1.复旦大学航空航天系,上海200433;2.上海宇航系统工程研究所,上海201108
摘要:针对空间飞行器柔性附件低频振动衰减缓慢降低系统稳定性和可靠性的问题,以带有驱
动机构的太阳能电池翼为例,不增加额外机构,提出了以驱动机构为作动器、电池翼与驱动机
构约束扭矩为目标的振动控制方法。推导了模态坐标表示的电池翼振动的状态方程,选择第
阶模态描述电池翼弯曲振动并设计反馈控制律。以钢质弹性直尺为模型,通过数值仿真验
证了该方法的有效性。
关键词:振动控制;电池翼;模态坐标;反馈控制
中图分类号:O328 文献标识码:A 文章编号:1674-5825201704-0482-05
大型太阳能电池翼能够为航天器提供足够的能源
1 引言
供给。但是,这些转变也给航天器结构的设计及
太阳能电池翼是航天器上由太阳能电池片、安全运行带来了系列新的挑战 。相对于航
太阳能电池基板、展开机构、锁定机构、驱动机构天器本体,太阳电池翼的柔性较大、阻尼比很小,
等组成的重要装置。当航天器入轨后,锁定机构致使其在定向、调姿、变轨等过程中被激起的振动
释放,由板间铰链内的扭簧驱动,最终展成个平频率低,衰减缓慢。这些振动不仅影响航天器的
面,其作用是吸收太阳的辐射能并将其转化成电
姿态稳定度、定位精度以及有效载荷的正常工作,
能,为航天器提供能源 。严重时还会降低航天器的使用寿命甚至导致其结
如今,各国航天器的发展呈现出大型化趋势,构破坏 ,因此有必要采取有效措施对太阳翼的
收稿日期:2017-01-18;修回日期:2017-06-12
基金项目:国家自然科学基金11572089
第作者:李涛,男,硕士研究生,研究方向为结构动力学与振动控制。 E-mail:taoli15fudan.edu.cn
?通讯作者:唐国安,男,硕士,教授,研究方向为动力学与控制。 Email:tangguoanfudan.edu.cn
第23卷 第4期载 人 航 天 Vol.23 No.4
第4期 2017年 8月李 涛,等.基于驱动机M构an作ne动d的Sp柔ace性fli附gh件t振动控制原理与算法Aug. 2017 483
残余振动进行抑制。
柔性结构机构动力学与控制
有关太阳翼在航天器变轨过程中的减振研究
表明:传统的被动振动控制方法具有结构简单、易
基于驱动机构作动的柔性附件振动控制原理与算法
于实现、经济性良好等优点,是较早使用的振动抑
制方法,这种方式需要使用额外硬件,对振动进行
李 涛,陈必发,吕亮亮,唐国安
机械隔离或者通过能量消耗的方式衰减振动。其
1.复旦大学航空航天系,上海200433;2.上海宇航系统工程研究所,上海201108
采用的装置通常包括弹性阻尼元件和弹性元件
图1 电池翼振动问题分析的参考坐标系
等 。但受结构质量、材料性能等因素的制约, Fig.1 Referencecoordinateforvibrationanalysisof
摘要:针对空间飞行器柔性附件低频振动衰减缓慢降低系统稳定性和可靠性的问题,以带有驱
减振效果不易达到太阳能电池翼振动控制的严苛
动机构的太阳能电池翼为例,不增加额外机构,提出了以驱动机构为作动器、电池翼与驱动机
要求 。那帅、朱春艳等将输入整形技术应用于 r r r
构约束扭矩为目标的振动控制方法。推导了模态坐标表示的电池翼振动的状态方程,选择第
式中,M、C、K分别为太阳能电池翼有限元模型
抑制太阶阳模翼态调描姿述后电的池残翼余弯振曲动振,利动用并驱设动计机反构馈控现制律。以钢质弹性直尺为模型,通过数值仿真验
的质量阵、阻尼阵和刚度阵,x x x x
证了该方法的有效性。
有的硬件、无需增加其他附件,将初始参考指令与
关键词:振动控制;电池翼;模态坐标;反馈控制
为节点位移向量,ft为惯性力。
系列脉冲序列卷积生成整形指令作为输入信
中图分类号:O328 文献标识码:A 文章编号:1674-5825201704-0482-05
设太阳翼绕驱动点转动的刚体约束模态为
号,取得了不错效果 。有学者采用开关式喷射
Ψ,当转动角加速度为α时,太阳翼上各处的加速
发动机、运用不同的开关策略来实现振动抑
度为αΨ,则惯性力可表示为式2:
制 ,但作动需要消耗工质,不宜频繁采用。应
用压电陶瓷、压电聚合物等压电材料为作动器的
将其代入方程1可得式3:
主动控制技术发展迅速,控制效果显著 。但
这类方法需要复杂的理论推导和严苛的控制条 r r r
在线性变形范围内,驱动机构的弯矩正比于
件,控制器的参数设计存在不少经验因素。航天
电池翼的相对位移,可写成式4:
器太阳电池翼通常自备驱动机构,用于调整太阳
帆姿态实现其对日定向。鉴于驱动机构输出功率 z r
选取若干太阳翼根部固支的固定界面主模态
大又不消耗工质的特点,将其作为振动控制的作
Φ,将位移向量x表示为式5:
动器,对航天器而言,不增加额外的非有效质量, r
因此,对其原理和算法值得进行探索和研究。 r
然后代入方程3,并在方程两端同时乘以
2 驱动机构作动的电池翼控制方程 T
矩阵Φ,根据模态的正交性,可以得到式6:
为简化考虑,在分析电池翼振动时将航天器
本体视为静止体。图1所示为航天器太阳翼简
Keywords:vibrationcontrol;batterywings;modal co ord其in中ate各s;变fe量ed符bac合k式con7trol:
化模型。以太阳翼根部为原点、延伸方向为Z
大型太阳能电池翼能够为航天器提供足够的能源
轴、垂直于太阳翼面方向为X轴,根据右手定则
1 引言
供给。但是,这些转变也给航天器结构的设计及
在太阳翼上建立随驱动机构运动的直角坐标系O
太阳能电池翼是航天器上由太阳能电池片、安全运行带来了系列新的挑战 。相对于航
-XYZ。当驱动机构作用时,该坐标系绕Y轴转
太阳能电池基板、展开机构、锁定机构、驱动机构天器本体,太阳电池翼的柔性较大、阻尼比很小,
动,转动角度等于驱动角,记为α。
等组成的重要装置。当航天器入轨后,锁定机构致使其在定向、调姿、变轨等过程中被激起的振动
对于大型太阳能电池翼来说,其振动主要发
释放,由板间铰链内的扭簧驱动,最终展成个平频率低,衰减缓慢。这些振动不仅影响航天器的
生在低阶弯曲模态,因此将控制对象锁定为太阳
面,其作用是吸收太阳的辐射能并将其转化成电Μ ΦMΨ 7
姿态稳定度、定位精度以及有效载荷的正常工作,
翼在YOZ平面内的横向弯曲振动,控制量为调姿
能,为航天器提供能源 。 ¨严 重时弯矩还会表达降低式航4天则器变的为使式用寿8命:甚至导致其结
驱动器沿Y轴转动的角加速度α。
如今,各国航天器的发展呈现出大型化趋势,构破坏 ,因此有必T要采κ取Φ有ξ效措施对太阳翼8的
电池翼受激励后发生振动,参考该坐标系的
将式6表达为式9所示状态空间的形式:
相对位移记为