基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法技术

本发明专利技术提出了一种基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法，具体步骤如下：步骤一、挠性航天器系统假设；步骤二、挠性航天器系统动力学建模与分析；步骤三、基于神经网络的刚柔耦合特性智能辨识；步骤四、数值仿真验证。通过以上步骤，结合仿真结果对本发明专利技术所设计的基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法效果进行分析，验证了本方法的可行性，并能够得到了较精确的刚柔耦合力矩。本发明专利技术所述方法能够对挠性航天器的刚柔耦合特性进行智能辨识。相比传统方法，通过神经网络智能辨识得到刚柔耦合力矩的方法较为简单，且结果具有较高精度。且结果具有较高精度。且结果具有较高精度。

【技术实现步骤摘要】
基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法


[0001]本专利技术提供一种针对挠性航天器刚柔耦合特性的智能辨识方法。它涉及一种使用神经网络对挠性航天器刚柔耦合特性进行辨识以获得刚柔耦合力矩的方法，属于航天工程中挠性航天器


技术介绍

[0002]随着载人航天、月球勘测和火星着陆等重大航天任务的开展，现代航天器(包括卫星、空间站、载人飞船和宇宙探测器等)的结构越来越复杂，相应的尺寸也逐渐加大，产生了所谓的挠性航天器，其具有典型的柔性大、频率低且密集、阻尼小和刚度低的特点。
[0003]挠性航天器通常都带有大型太阳能帆板、卫星天线和空间桁架等挠性附件，挠性附件的振动严重影响挠性航天器的运动精度和姿态稳定，甚至危害挠性航天器的在轨安全。事实上，对挠性航天器进行动力学建模时，很难再用传统的刚体和半刚体的建模方法进行精确描述，必须考虑大范围运动时的非线性问题，特别是刚柔耦合效应。
[0004]动力学模型中的刚柔耦合项与挠性附件的模态参数密切相关，无论是耦合力矩中包含的模态速度和模态加速度，还是耦合系数矩阵的计算结果，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤一、挠性航天器系统假设挠性航天器包括中心刚体和多个挠性附件组成，挠性附件与中心刚体之间采用刚体支架铰接连接；为了突出重点问题并简化动力学方程，在建模之前需要做出以下几点假设：(1)挠性航天器由一个正方形中心刚体和一块均质太阳帆板组成；(2)只考虑中心刚体的旋转运动和挠性附件的振动，忽略挠性附件相对于中心刚体的转动；(3)挠性附件在姿态运动过程中发生弹性变形，产生弹性位移；(4)中心刚体角速度、挠性附件振动速度通常为小量，由此引起的高阶非线性项可以忽略；步骤二、挠性航天器系统动力学建模与分析为了便于描述挠性航天器的运动，引入如下坐标系：(1)地心赤道惯性坐标系F
I
(OX
I
Y
I
Z
I
)地心赤道惯性坐标系的原点固联在地球中心O，OX
I
轴在赤道平面内，指向春分点；OZ
I
轴垂直于赤道平面，与地球自转角速度矢量一致，即沿地球极轴指向北极；OY
I
轴在赤道平面内并按右手定则与OX
I
、OZ
I
组成正交坐标系；(2)轨道坐标系F
o
(o
b
X
o
Y
o
Z
o
)轨道坐标系的原点固联在挠性航天器质心o
b
，o
b
Z
o
轴沿当地垂线指向地心；o
b
X
o
轴在轨道平面内，垂直于o
b
Z
o
轴，指向挠性航天器的运动方向；o
b
Y
o
轴按右手定则与o
b
X
o
、o
b
Z
o
组成正交坐标系；轨道坐标系在空间中以角速度ω
o
旋转，即ω
o
为挠性航天器的轨道角速度；(3)挠性航天器本体坐标系F
b
(o
b
x
b
y
b
z
b
)挠性航天器本体坐标系与挠性航天器固联，原点位于挠性航天器的质心o
b
，o
b
x
b
、o
b
y
b
和o
b
z
b
三轴固定在挠性航天器本体并且按右手定则组成正交坐标系；下文中所用带下标
b
的物理量均表示该物理量以挠性航天器本体为对象；当挠性航天器本体相对于轨道坐标系的姿态角为零时，即欧拉转动顺序为
‘3‑1‑2’
，该坐标系与轨道坐标系对应的各轴指向一致；(4)挠性附件本体坐标系F
f
(o
f
x
f
y
f
z
f
)挠性附件本体坐标系的原点o
f
位于挠性附件的安装位置，即与挠性航天器本体的铰接连接位置，根据太阳帆板的安装结构，o
f
x
f
轴与o
b
y
b
轴方向相同，o
f
y
f
轴与o
b
x
b
轴方向相反，o
f
z
f
轴与o
f
x
f
、o
f
y
f
按右手定则组成正交坐标系；下文中所用下标f均表示该物理量以挠性附件为对象；太阳帆板在运动过程中会发生弹性位移和弹性转角；设挠性附件质量微元dm
f
的弹性位移d
f
用前n阶模态矩阵及模态坐标近似表示为d
f
＝N
f
η
f
ꢀꢀ
(1)其中，N
f
为挠性附件质量微元dm
f
的前n阶模态在其体坐标系F
f
下的分量列阵组成的3
×
n阶矩阵，与微元位置有关；η
f
为挠性附件质量微元dm
f
的前n阶模态坐标组成的n
×
1阶列阵，与时间有关；基于此，得到相应微元弹性变形的速度和加速度为
其中，和分别为模态坐标的一阶和二阶时间导数；根据Kane方程，得到带有单侧太阳帆板的整星动力学方程为其中，I
b
∈R3×3是整星的转动惯量；ω
b
是挠性航天器本体角速度相对惯性坐标系的绝对角速度，分别是ω
b
的导数和叉乘反对称阵；A
bf
是挠性附件坐标系F
f
到挠性航天器本体坐标系F
b
的坐标变换矩阵；H
bf
和H
ωf
∈R3×
n
是星本体与太阳帆板之间的模态角动量系数和拟模态角动量系数，n为太阳帆板的模态阶数；T
c
是作用在星本体上的控制力矩；T
d
是干扰力矩；C
f
＝diag(2ξ1ω1,2ξ2ω2,
…
,2ξ
n
ω
n
)和分别是太阳帆板的模态阻尼矩阵和模态刚度矩阵，其中ξ
i
和ω
i
(i...

【专利技术属性】
技术研发人员：钟睿，张瑞卿，王洪文，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：