[发明专利]一种抑制不期望柔性振动的航天器姿态控制系统

说明书

技术领域

本发明属于航天器控制技术研究领域，涉及具有固有柔性振动运动的结构体的航天器的姿态控制系统设计技术，尤其涉及具有严格的姿态指向精度要求、严格的姿态指向动态特性要求以及严格的结构体柔性运动动态特性要求的航天器的姿态控制系统设计技术。

背景技术

自二十世纪七十年代起，新兴的航天技术开始进入并迅速扩展到人类生活的许多方面，人造地球卫星、空间探测飞船、空间望远镜、载人航天器等多种多样的航天器进入太空，执行通信中继、气象观测、地球环境观测、空间科学探测等多种任务，极大地拓展了人类认识、探索、开发、利用和破坏自然的能力。总体来看，随着航天技术应用的日益广泛，对航天器系统的要求也越来越高。

姿态控制系统是航天器系统的核心组成部分之一，通常归入制导、导航与控制(GNC)分系统之中，主要原因在于姿态控制系统是制导系统与导航系统的执行者或执行者之一。姿态控制系统性能的高低直接影响整个航天器飞行任务的完成质量甚至成败。

具有固有柔性振动运动的航天器的控制是航天器姿态控制技术研究领域的持久热点与难点之一。其主要原因在于大多数航天器都需要大面积太阳电池阵列提供持久能源供应、复杂结构的天线提供通讯能力，这些结构不可避免的将不可忽略的柔性运动引入航天器系统。李果等人2008年在《空间控制技术与应用》上发表的题为《航天器控制若干技术问题的新进展》的论文中指出，具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题具有姿态动力学特性甚为复杂、姿态控制指标要求甚高、且要求姿态控制规律和姿态控制系统组成尽可能简单这三大特点。这些特点使得具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题至今未能得到很好的解决，需要继续探索能保持较高姿态指向精度和较高姿态稳定度的低阶控制器的设计方法。

解决具有固有柔性振动运动的航天器的姿态控制问题的途径很多。其中一种是直接在姿态控制规律设计时使用考虑了需要抑制的柔性振动运动的航天器姿态运动模型，其结果是姿态控制规律非常复杂且不利于实际应用。另外一种是利用不考虑柔性振动运动的航天器姿态运动模型设计刚体姿态控制规律，同时为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律，并在设计过程中考虑或者不考虑上述两个控制规律的相互影响并加以改进。根据第二种解决途径所得结果往往具有较为简单的控制规律，但与第一种解决途径一样通常难以实现预期的控制性能要求。

在上述第二种解决途径中，为需要抑制的柔性振动运动设计控制规律的技术一般称为振动控制技术，并分为被动振动控制技术和主动振动控制技术两大类。由于可以在不改变柔性结构特性的条件下实现振动控制，主动振动控制技术中的一种得到了广泛专注。这种控制技术通过将一个预定控制指令按预定方案分解为两个或多个指令并在按预定方案确定的时刻分别施加到系统中进行控制，减弱了控制作用对系统中柔性振动运动的激励作用。哈尔滨工业大学的刘暾等人于1987年在国际学术会议PISSTA上发表的论文《On optimal strategy of maneuver of satellites with flexible appendages》公开了这种技术，并在随后的研究中命名为分力合成(component synthesis)技术。麻省理工学院的Singer等人于1988年9月12日申请、1990年4月10日获得授权的专利号4916635的美国专利《Shaping command inputs to minimize unwanted dynamics》公开了这种技术，并将其称为输入成形(input shaping)技术。因为利用这种技术时需要向控制系统中主动引入时滞环节，所以又可称之为时滞滤波(time delay flitting)技术。据称，输入成形技术已广泛应用于以起重机为代表的多种需要振动控制的产品中。