考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法技术

考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法，涉及涉及航空航天控制系统领域，解决现有集中式控制系统在进行大型挠性部件振动抑制时，由于单一控制器不能满足控制需求，导致振动抑制时间长的等问题。本发明专利技术依据作动器传感器对在太阳能帆板上的安装位置对太阳能帆板进行子模块的划分，每一个子模块的作动器传感器及其控制电路组成控制节点，建立子模块的振动方程，根据振动方程，考虑作动器和传感器安装位置对控制效果的影响，分析子模块之间的耦合关系，考虑邻接控制节点输出力的耦合影响，分布式自适应控制器。本发明专利技术具有更短的振动抑制时间，有效提升了抗扰能力。有效提升了抗扰能力。有效提升了抗扰能力。

【技术实现步骤摘要】
考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法


[0001]本专利技术涉及航空航天控制系统领域，具体涉及一种考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法。

技术介绍

[0002]为保障航天器在轨运行环境的稳定，使得由于外界环境和自身姿态调整引起的航天器大挠性部件振动得到有效抑制，设计的控制系统分为两大类，一类为传统的集中式控制系统，另一类为分布式控制系统。传统的集中式控制系统，在进行振动抑制控制时，把帆板的所有振动信息由传感器采集作为系统的输入，经由星载计算机计算，输出控制率。此种集中式控制系统具有一定的控制效果，但由于控制率的输出需要计算帆板的整体信息，所以控制时间略长，尤其对于大挠性帆板进行振动抑制，控制效果会降低。而且太阳能帆板作为卫星航天器的主要的电力能源保障部件，目前正朝着大型化，挠性化的方向发展。分布式控制系统进行振动抑制控制时，由于独立控制节点的存在，单个的控制节点通过采集大挠性太阳能帆板的部分结构振动信息作为输入，控制节点具有独立计算能力，得出局部的控制律。
[0003]分布式控制方法的优势在于抑振后振动幅值更低，过渡时间更短；对不同节点失效、不同通信拓扑结构具有一定的鲁棒性；对计算机实时计算能力要求不高。但现有的分布式控制方法未考虑邻接控制节点输出力的耦合影响，和执行机构位置对于控制效果的影响，导致对于外界强冲击干扰的振动抑制时间过长，影响航天器在轨稳定运行。因此设计一种新的分布式控制方法具有重要意义。

技术实现思路

[0004]本专利技术为解决集中式控制系统在进行大型挠性部件振动抑制时，由于单一控制器不能满足控制需求，导致振动抑制时间长的问题；以及当前分布式控制方法未考虑邻接控制节点输出力的耦合影响和执行机构位置对于控制效果的影响的问题。提供一种考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法。
[0005]考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法，该方法由以下步骤实现：
[0006]步骤一、将太阳能帆板划分为面积相等的子模块，使每个子模块内安装有一组作动器和传感器对；根据所述子模块的质量和刚度矩阵，计算出瑞利阻尼的阻尼矩阵，并建立太阳能帆板子模块的振动方程，以及帆板整体的模态形式作动器和传感器方程；
[0007]步骤二、根据步骤一中建立的太阳能帆板的模态形式作动器和传感器方程，基于李雅普诺夫稳定理论，确定可控可观性Gram矩阵的解析解，然后获得所述可控可观性作动器和传感器位置优化准则；
[0008]运用所述优化准则计算获得作动器和传感器对位于子模块内的最优安装位置，作动器和传感器与控制电路构成控制节点；
[0009]步骤三、考虑邻接控制节点的输出控制力耦合影响，以及邻接子模块的振动耦合影响，根据步骤一中的太阳能帆板的子模块的质量、刚度矩阵、阻尼矩阵以及所述太阳能帆板子模块的振动方程，设计各个控制节点的分布式控制器；具体如下：
[0010]f
ai
＝B
iu
u
i
[0011]f
ai
＝[f
i1
(t),f
i2
(t),
…
,f
iN
(t)]T
[0012][0013]式中，f
ai
为局部控制器的控制率，B
iu
为作动器的位置矩阵，u
i
∈R
N
×1为控制输入，i为子模块序号，t为时间；q
ij
为子模块i的第j阶振动模态坐标；
[0014]其中α＝
‑
R≤0,β＜C
ij
,j＝1,2,
…
,N；C
ij
为子模块i的阻尼矩阵第j个对角元素；R为任意正常数，且n
k
为与子模块i邻接的子模块序号，k为与子模块i相邻的子模块个数；和为控制器中模态坐标项和控制力耦合项的系数。
[0015]本专利技术的有益效果：
[0016]本专利技术依据作动器传感器对在太阳能帆板上的安装位置对太阳能帆板进行子模块的划分，每一个子模块的作动器传感器及其控制电路组成控制节点，建立子模块的振动方程，根据振动方程，考虑作动器和传感器安装位置对控制效果的影响，分析子模块之间的耦合关系，考虑邻接控制节点输出力的耦合影响，基于Lyapunov理论设计完整的分布式自适应控制器。本专利技术设计的考虑邻接控制节点控制力影响的分布式控制方法，具有更短的振动抑制时间，有效提升了抗扰能力，对于太阳能帆板某处的强冲击干扰的情况，具有更好的鲁棒性，大幅减少了对于邻接控制节点的振动影响，使得太阳能帆板更易保持稳定。
[0017]本专利技术所提出的分布式协同控制方法能够有效地实现卫星大挠性帆板在轨工作时的振动抑制；相比于传统的集中式控制方法，在同样的外界干扰以及在单次强冲击的外界干扰下，具有更短的稳定收敛时间，具有更良好的稳定控制效果。
附图说明
[0018]图1为本专利技术所述的考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法中各子模块的位置关系示意图；
[0019]图2为各子模块间耦合影响关系原理图；
[0020]图3为分布式控制原理图；
[0021]图4为作动器和传感器优化位置示意图；
[0022]图5为子模块1在持续外界干扰情况下的振动抑制收敛效果图。
[0023]图6为子模块1在持续外界干扰的同时加入单次强冲击干扰情况下的振动抑制收敛效果图。
具体实施方式
[0024]结合图1至图6说明本实施方式，考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法，该方法由以下步骤实现：
[0025]步骤一、根据太阳能帆板的子模块的质量和刚度矩阵，计算出瑞利阻尼的阻尼矩阵，建立太阳能帆板子模块的振动方程，以及帆板整体的模态形式作动器和传感器方程
[0026][0027]其中，q
i
∈R
N
×1为子模块i的振动模态坐标；M
i
∈R
N
×
N
和K
i
∈R
N
×
N
为子模块i的广义质量矩阵和刚度矩阵；C
i
∈R
N
×
N
为阻尼矩阵，且为瑞利阻尼，即C
i
＝k
m
M
i
+k
k
K
i
；B
iu
为作动器的位置矩阵；u
i
∈R
N
×1为控制输入，由压电陶瓷作动器加载电压后产生；
[0028]帆板整体的模态形式作动器和传感器方程为：
[0029][0030][0031]其中,η
c
∈R
m
×1为前m阶主控模态,为m
×
n
c
维的主控模态矩阵，ω
i
为第i阶固有本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法，其特征是：该包括包括以下步骤：步骤一、将太阳能帆板划分为面积相等的子模块，使每个子模块内安装有一组作动器和传感器对；根据所述子模块的质量和刚度矩阵，计算出瑞利阻尼的阻尼矩阵，并建立太阳能帆板子模块的振动方程，以及帆板整体的模态形式作动器和传感器方程；步骤二、根据步骤一中建立的太阳能帆板的模态形式作动器和传感器方程，基于李雅普诺夫稳定理论，确定可控可观性Gram矩阵的解析解，然后获得所述可控可观性作动器和传感器位置优化准则；运用所述优化准则计算获得作动器和传感器对位于子模块内的最优安装位置，作动器和传感器与控制电路构成控制节点；步骤三、考虑邻接控制节点的输出控制力耦合影响，以及邻接子模块的振动耦合影响，根据步骤一中的太阳能帆板的子模块的质量、刚度矩阵、阻尼矩阵以及所述太阳能帆板子模块的振动方程，设计各个控制节点的分布式控制器；具体如下：f
ai
＝B
iu
u
i
f
ai
＝[f
i1
(t),f
i2
(t),
…
,f
iN
(t)]
T
式中，f
ai
为局部控制器的控制率，B
iu
为作动器的位置矩阵，u
i
∈R
N
×1为控制输入，i为子模块序号，t为时间；q
ij
为子模块i的第j阶振动模态坐标；其中α＝
‑
R≤0,β＜C
ij
,j＝1,2,
…
,N；C
ij
为子模块i的阻尼矩阵第j个对角元素；R为任意正常数，且n
k
为与子模块i邻接的子模块序号，k为与子模块i相邻的子模块个数；和为控制器中模态坐标项和控制力耦合项的系数。2.根据权利要求1所述的考虑邻接控制力的分布式航天器太阳能帆板振动控制方法，其特征在于，所述的步骤一中，太阳能帆板子模块的振动方程为：其中，q
i
∈R
N
×1为子模块i的振动模态坐标；M
i
∈R
N
×
N
和K
i
∈R
N
×
N
为子模块i的广义质量矩阵和刚...

【专利技术属性】
技术研发人员：张刘，曾庆铭，赵寰宇，范国伟，
申请(专利权)人：吉林大学，
类型：发明
国别省市：