一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统技术方案

本发明专利技术公开了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，涉及航天器动力学与控制研究领域。所述挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统包括挠性航天器模拟子系统、姿态控制子系统、振动控制子系统和耦合控制子系统。该实验系统以挠性航天器模拟件为对象，采用角度传感器、陀螺等测量航天器的姿态角速度，采用压电片、应变片等测量挠性结构的振动，通过dSpace控制系统计算控制输出，驱动飞轮、反作用推力器等姿态执行机构控制姿态，同时驱动压电作动器进行振动控制。本发明专利技术具有模拟真实挠性航天器刚柔耦合动力学特征的功能，可验证姿态控制、结构振动控制及耦合控制方法的准确性和有效性，为挠性航天器的高精度控制奠定基础。

A Coupled Control System for Attitude and Structural Vibration of Flexible Spacecraft

The invention discloses an experimental system for coupling control of attitude and structural vibration of flexible spacecraft, which relates to the research field of spacecraft dynamics and control. The coupling control experimental system of flexible spacecraft attitude and structural vibration includes flexible spacecraft simulation subsystem, attitude control subsystem, vibration control subsystem and coupling control subsystem. The experimental system takes the flexible spacecraft simulator as the object, uses angle sensors, gyroscopes and other sensors to measure the attitude angular velocity of the spacecraft, piezoelectric patches and strain gauges to measure the vibration of the flexible structure, calculates and controls the output through the dSpace control system, drives the flywheel, reaction thruster and other attitude actuators to control the attitude, and at the same time drives the piezoelectric actuator to control the vibration. The invention has the function of simulating the rigid-flexible coupling dynamic characteristics of a real flexible spacecraft, and can verify the accuracy and validity of attitude control, structural vibration control and coupling control methods, thus laying a foundation for high-precision control of flexible spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统
本专利技术涉及航天器动力学与控制研究领域，具体设计一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统。
技术介绍
随着航天事业的发展，在需求牵引和技术推动下，一些挠性航天器呈现出高精度、高敏捷性、大型化、柔性化的发展趋势。同时，对地观测、空间激光通信、天文观测等航天任务对卫星平台的姿态控制技术提出了更高要求。由此，研究挠性航天器的高精度控制方法和实验技术具有重要的意义。然而，至今没有一种结合姿态控制与挠性结构弹性振动的耦合控制实验系统，既能实现姿态的机动、稳定，又能实现挠性结构的振动控制，同时实现对姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法的验证。
技术实现思路
本专利技术针对现有技术存在的问题，提供一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，实现姿态、挠性结构的振动控制，同时实现对姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法的验证。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，包括挠性航天器模拟子系统、姿态控制子系统、振动控制子系统和耦合控制子系统。所述的挠性航天器模拟子系统包含中心刚体模拟件、挠性结构模拟件和气浮台。中心刚体模拟件和挠性结构模拟件通过铰链连接构成一个整体，置于气浮台上，以实现微重力的功能。气浮台安装在实验室隔振地基上；整个挠性航天器模拟件为悬臂结构。所述的姿态控制子系统包含角度传感器、陀螺、相机等姿态敏感器，飞轮、反作用推力器等姿态执行器，AD/DA模块和功率放大器等。姿态敏感器安装在中心刚体上。所述的振动控制子系统包含应变片、压电片、加速度计等振动测量装置，压电作动器等振动控制装置，AD/DA模块和功率放大器等。所述的耦合控制子系统包含工控计算机、dSpace控制系统等。dSpace控制系统嵌入耦合控制算法，用于计算姿态执行器和振动控制装置的控制输入。本专利技术的有益效果在于：能够评估多类控制算法的功能和性能，包括姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法；能够对控制算法进行快速开发和测试，简化了算法验证的流程，缩短了实验时间，提高了工作效率。附图说明图1本专利技术试验系统示意图图2采用耦合控制与自适应滑模控制器控制中心刚体姿态角对比图3采用耦合控制与自适应滑模控制器控制中心刚体姿态角速度对比图4采用耦合控制与自适应滑模控制器控制挠性板根部应变对比具体实施方式下面结合附图说明具体实施方式。图1是本专利技术的一个具体实施例，但并不局限于该实施例。图1展示了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统的示意图，该耦合控制实验系统包括：挠性航天器模拟子系统、姿态敏感器、姿态执行器、振动测量装置、振动控制装置、控制和采集系统。一、挠性航天器模拟子系统所述的挠性航天器模拟子系统包含中心刚体2、挠性结构模拟件3和气浮台1；中心刚体2和挠性结构模拟件3通过铰链连接构成一个整体，置于气浮台1上，以实现微重力的功能。所述的气浮台采用单轴气浮台1，安装在实验室隔振地基上，隔振地基隔离大地对实验系统的宽频干扰，供气管路为气浮台提供压缩空气，将气浮台轴承及航天器模拟件浮起，构成一个微重力、低摩擦的环境。中心刚体2为铝合金框架结构，外形为圆柱，尺寸为Φ800mm×700mm，重量为58kg，转动惯量为7.3kg·m2。挠性结构模拟件3采用一块尺寸为1.5m×0.4m×1.4mm铝质薄板，通过三角架安装在中心刚体2上。中心刚体2水平安装在气浮台1轴承上，整个挠性航天器模拟件为悬臂结构，绕气浮台轴承旋转轴转动惯量为10.0kg·m2。二、姿态敏感器所述的光纤陀螺仪4为姿态敏感器，型号为VG910，具备测量单轴角速度的功能。安装在中心刚体上，测量中心刚体绕铅直轴的角速度。三、姿态执行器所述的飞轮5为一种姿态执行器A，型号为4Nms型，最大控制力矩0.1Nm。安装在中心刚体上，驱动中心刚体绕铅直轴旋转。所述的反作用推力器6为一种姿态执行器B，由2个冷气推力器组成，由安装在中心刚体上的储气罐提供压缩氮气，在0.4MPa压力下额定推力0.12N。冷气推力器水平安装在中心刚体上，2个推力器安装方向相反，因此可驱动中心刚体绕铅直轴顺时针或逆时针旋转。四、振动测量装置所述的应变片7为一种振动测量装置，型号为BF350-3AA，4个应变片构成一组，形成一个应变片桥路，在挠性结构模拟件3铝板根部正反两面分别用硅橡胶粘贴一组应变片，测量铝板振动时的结构的应变。所述的应变仪8为应变片的信号处理设备，型号为MP30。该设备为应变片桥路提供电压，并采集桥路的输出电压信号，将其转变为应变信号提供给控制系统。所述的加速度计9为一种振动测量装置，采用单轴加速度计，粘贴在铝板的顶端，测量铝板振动时的加速度信息，提供给控制系统。五、振动控制装置所述的压电片10粘贴在铝板的非节线位置上，兼备振动测量装置和振动控制装置的功能。压电片型号为M-8514-P1，驱动电压范围[-500V,1500V]。所述的功率放大器11为压电片提供驱动电压，根据控制器给出的控制信号，提供压电片所需的控制电压。六、控制和采集系统所述的dSpace控制器12(德国dSpace公司开发的一套基于MATLAB/Simulink的控制系统开发及半实物仿真的软硬件工作平台)采用DS1005型仿真系统，提供模拟、数字信号的采集接口，能够采集光纤陀螺仪、应变片、压电片、加速度计的敏感信息，并为飞轮、反作用推力器、压电片提供控制信息。dSpace控制器能下载工控计算机的控制算法，进行半物理仿真实验。所述的工控计算机13具有控制、监视的功能，配置Matlab(Mathworks出品的商业数字软件)、dSpaceControlDesk(dSpace的开发控制软件)软件等，可对控制算法进行开发和编程。最后通过挠性航天器模拟件的姿态机动实验来说明控制效果。中心刚体初始姿态角为60deg，角速度为0。在主动控制律的作用下进行姿态机动，姿态角目标值为0deg，且要求达到目标后姿态角速度为0。采用以下2种主动控制律进行实验：(1)自适应滑模控制器对姿态进行控制；(2)耦合控制器同时控制姿态和结构弹性振动。图2～图4给出了耦合控制与单独采用自适应滑模控制器控制效果对比。由图可得，对挠性板进行振动控制不改变姿态角、姿态角速度的变化趋势，但在单独采用滑模控制情况下，姿态角速度呈明显的抖动。采用压电结构进行振动控制使挠性板的振动幅值迅速衰减(见图4)，从而降低了姿态角速度的抖动。尽管本专利技术的内容通过上述实施例进行了详细介绍，然而并非用于限定本专利技术。任何本领域技术人员，在不脱离本专利技术的精神和范围内，可作各种更动和润饰，因此本专利技术的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，其特征在于：包括挠性航天器模拟子系统、姿态敏感器、姿态执行器、振动测量装置、振动控制装置、控制和采集系统；所述的挠性航天器模拟子系统包含中心刚体(2)、挠性结构模拟件(3)和气浮台(1)；中心刚体(2)和挠性结构模拟件(3)通过铰链连接构成一个整体，置于气浮台(1)上，所述的气浮台(1)，安装在实验室隔振地基上；整个挠性航天器模拟件为悬臂结构；所述姿态敏感器安装在中心刚体(2)上；所述姿态执行器驱动中心刚体(2)绕铅直轴顺时针或逆时针旋转；振动测量装置测量挠性结构模拟件(3)的结构应变和加速度信息；振动控制装置控制挠性结构模拟件(3)的振动；控制和采集系统发出控制信号并采集传感器的信号。

【技术特征摘要】
1.一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，其特征在于：包括挠性航天器模拟子系统、姿态敏感器、姿态执行器、振动测量装置、振动控制装置、控制和采集系统；所述的挠性航天器模拟子系统包含中心刚体(2)、挠性结构模拟件(3)和气浮台(1)；中心刚体(2)和挠性结构模拟件(3)通过铰链连接构成一个整体，置于气浮台(1)上，所述的气浮台(1)，安装在实验室隔振地基上；整个挠性航天器模拟件为悬臂结构；所述姿态敏感器安装在中心刚体(2)上；所述姿态执行器驱动中心刚体(2)绕铅直轴顺时针或逆时针旋转；振动测量装置测量挠性结构模拟件(3)的结构应变和加速度信息；振动控制装置控制挠性结构模拟件(3)的振动；控制和采集系统发出控制信号并采集传感器的信号。2.如权利要求1所述的一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，其特征在于：所述的中心刚体(2)为铝合金框架结构，外形为圆柱。3.如权利要求1所述的一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，其特征在于：所述的挠性结构模拟件(3)为一块铝质薄板。4.如权利要求1所述的一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，其特征在于：所述姿态敏感器为光纤陀螺仪(4)、角度传感器、陀螺或相机。5.如权利要求1所述的一种挠性航天器姿态...

【专利技术属性】
技术研发人员：王杰，李东旭，刘望，邹杰，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43