一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法技术

本发明专利技术公开了一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，包括以下步骤：步骤一：具有大型太阳帆板的挠性卫星姿态动力学建模；步骤二：姿态控制器设计；步骤三：分力合成控制器设计；步骤四：飞轮的最优控制分配律设计；步骤五：飞轮驱动电路控制系统设计。本发明专利技术的可广泛应用于多阶弹性振动的同时抑制，设计过程简单易实现；此外，可有效将闭环条件下的分力合成主动振动抑制方法应用于实际卫星姿态机动过程中，具有良好的应用价值；同时，可以适应于多种非线性控制方法。包括自抗扰控制、滑模控制和模型预测控制等，不仅限于传统的PID控制器，因而具有广泛的应用范围。

An active vibration reduction method of flexible satellite based on closed-loop component synthesis

The invention discloses a closed-loop component synthesis active vibration suppression method of a flexible satellite, which comprises the following steps: Step 1: modeling the attitude dynamics of a flexible satellite with a large solar array; step 2: Design of an attitude controller; step 3: Design of a component synthesis controller; step 4: Design of an optimal control distribution law of a flywheel; step 5: control system of a flywheel drive circuit Unified design. The method of the invention can be widely applied to the simultaneous suppression of multi-order elastic vibration, and the design process is simple and easy to realize; in addition, it can effectively apply the component synthesis active vibration suppression method under the closed-loop condition to the actual satellite attitude maneuver process, and has good application value; at the same time, it can be adapted to a variety of non-linear control methods. Including auto disturbance rejection control, sliding mode control and model predictive control, it is not only limited to traditional PID controller, so it has a wide range of applications.

【技术实现步骤摘要】
一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法
本专利技术属于航天器主动振动控制
，特别是涉及一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法。
技术介绍
随着科技水平的提升，为了充分利用在轨航天器的有限工作寿命，现代航天器普遍具有高精密、高性能和任务多样性的特点，因而卫星本体携带了大量的科学实验仪器，从而使得其对星载电源的需求日益突出。为了保障星上设备的正常工作，一般航天器在设计时，多采用具有大型可折叠柔性轻质结构的太阳帆板，如美国的宽带全球通讯卫星、法国空间巴士-4000C卫星和我国的风云气象卫星等。然而携带大型太阳帆板等柔性附件的航天器具有帆板质量较轻、尺寸大，且一阶振动频率低，导致了其结构阻尼较小、振动衰减耗时长，在系统内外干扰和卫星执行机构的作动下将导致柔性附件的振动，从而与卫星的姿态控制系统交叉耦合，严重影响卫星本体的姿态指向精度，进而影响航天器的空间任务和工作寿命。大型太阳帆板等柔性附件的振动给卫星的主动振动抑制技术带来了极大挑战，亟需研究一种具有简单、强鲁棒、快响应和高精度的主动振动抑制控制器，这对于挠性卫星的振动控制技术具有重要的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，其特征在于，所述主动振动抑制方法包括以下步骤：/n步骤一：基于牛顿-欧拉法和拉格朗日方法相结合，建立具有两对大型太阳帆板的挠性卫星姿态动力学模型；/n步骤二：基于挠性卫星姿态动力学模型建立卫星姿态控制器，利用卫星姿态控制器计算得到挠性卫星三轴解耦控制力矩；/n步骤三：采用分力合成方法，将卫星姿态控制器输出的挠性卫星三轴解耦控制力矩进行分力合成；/n步骤四：将前述分力合成的挠性卫星三轴解耦控制力矩通过最优控制分配方法获得实际卫星配置飞轮数量的控制力矩输入；/n步骤五：通过实际卫星配置飞轮数量的控制力矩输入，建立飞轮驱动的电路动力学模型，并设计飞轮驱...

【技术特征摘要】
1.一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，其特征在于，所述主动振动抑制方法包括以下步骤：
步骤一：基于牛顿-欧拉法和拉格朗日方法相结合，建立具有两对大型太阳帆板的挠性卫星姿态动力学模型；
步骤二：基于挠性卫星姿态动力学模型建立卫星姿态控制器，利用卫星姿态控制器计算得到挠性卫星三轴解耦控制力矩；
步骤三：采用分力合成方法，将卫星姿态控制器输出的挠性卫星三轴解耦控制力矩进行分力合成；
步骤四：将前述分力合成的挠性卫星三轴解耦控制力矩通过最优控制分配方法获得实际卫星配置飞轮数量的控制力矩输入；
步骤五：通过实际卫星配置飞轮数量的控制力矩输入，建立飞轮驱动的电路动力学模型，并设计飞轮驱动控制器，获得最终卫星姿态动力学中所需的控制力矩。


2.根据权利要求1所述的一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，其特征在于，步骤一中，具体的，挠性卫星姿态动力学模型建立为如式(1)所示：



其中，式中X1是挠性卫星上各体的旋转运动角度向量，和分别为X1的一阶导数和二阶导数矩阵，X2为太阳帆板节点的弹性振动位移向量，和分别为X2的一阶导数和二阶导数矩阵，Js1为卫星上各体组成的转动惯量矩阵，Hs1为与弹性振动位移二阶导数有关的耦合系数矩阵，Ms2为与卫星上各体质量和位置坐标有关的系数矩阵，hs2为弹性振动方程有关的阻尼系数矩阵，Ks2为弹性恢复力矩阵，Ts1为姿态动力学方程中有关的外界激励矩阵，Ts2为与弹性振动有关的外界激励矩阵，为姿态动力学方程中非线性项系数矩阵，为弹性振动方程中有关的非线性项系数矩阵，a0为系统质心的加速度矩阵，As1和As2为与质心加速度有关的系数矩阵。


3.根据权利要求1所述的一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，其特征在于，步骤二中，具体的，挠性卫星的姿态控制器建立方法如下：
设卫星姿态控制器设计为如式(2)所示：



其中，Tp为计算所需的控制力矩，θd为期望的姿态角度，θ为卫星惯性导航单元获得的实际卫星姿态角，ξn为期望响应阻尼，ωn为期望控制频率，kp为PD控制器中所需设计的控制参数，ωz为惯性导航单元获得的姿态角速度，ω0为轨道角速度，I(3,3)为偏航轴的转动惯量。


4.根据权利要求1所述的一种挠性卫星的闭环分力合成主动振动抑制方法，其特征在于，步骤三中，具体的，挠性卫星的分力合成控制器设计方法如下：
分力合成后的控制力矩Tf如式(3)所示：



其中,A1,A2,A3为各分力的幅值，且而K为幅值计算系数，各分力作用的时间分别为0、T/2和T时刻，且其中，ξ为弹性振动方程中的阻尼系数，ω为弹性振动频率，
将式(3)中的分力合成控制力当作原始力，再一次进行分力合成，各分力的幅值记为B1,B2,B3，作用时间记为T2，得到最终抑制两阶振动的分力合成控制力矩为：





5.根据权利要求1所述的一种挠性卫星的闭环分力...

【专利技术属性】
技术研发人员：张亮，
申请(专利权)人：中山大学，
类型：发明
国别省市：广东;44