[发明专利]一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法

说明书

本发明提出了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法。包括以下步骤：S1，设计挠性结构的振动主动控制方法，在振动控制方程中引入正位置反馈控制算法，形成含振动控制的航天器刚柔耦合动力学模型；S2，设计航天器的姿态控制方法，基于鲁棒控制方法设计姿态控制策略，在设计鲁棒控制算法时考虑了正位置反馈控制参数的影响，从而保证整个耦合控制系统的稳定性。本发明同时实现对航天器的姿态和挠性结构振动的控制，提高了航天器的指向稳定度，有助于高精度对地观测任务的实施。

技术领域

本发明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方法。

背景技术

近年来，在科技的强力推动和需求的迫切牵引下，一些大型航天器向着挠性化的方向发展，与此同时航天器姿态控制的目标呈现高精度高稳定度的发展趋势。而挠性结构的弹性振动给航天器姿态控制系统的设计带来了严峻的挑战。因此提出航天器姿态与结构振动的耦合控制方法具有重要的意义。

一般而言，对于大多数挠性航天器，其姿态控制子系统和振动控制子系统两个回路之间控制频带不重叠或耦合较小，此时两个控制子系统可单独设计控制器或在设计一个控制器时将另外一个视为干扰，所设计的控制器基本可以满足控制要求。但随着挠性结构尺寸的增大、频率的降低，两个子系统控制频带发生重叠，此时需要对两个子系统进行解耦，然后再设计控制器。

目前的研究中姿态控制子系统与振动控制子系统大多单独进行设计，未考虑整个闭环系统的稳定性。

发明内容

本发明的目的在于提出了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制方法，该方法解决了姿态控制与振动控制两个子系统单独设计导致系统不稳定的技术问题。

本发明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方法，包含以下步骤：

S1，根据挠性航天器的刚柔耦合动力学模型，设计挠性结构的弹性振动主动控制方法，在弹性振动控制方程中引入正位置反馈控制算法，形成含主动振动控制的航天器的刚柔耦合动力学模型；

S2，设计航天器的姿态控制方法，基于鲁棒控制方法设计姿态控制策略，计及系统存在参数不稳定性时的情况，在设计鲁棒控制算法时考虑了正位置反馈控制参数的影响，从而保证整个耦合控制系统的稳定性。

本发明与现有技术相比具有以下优点：结合鲁棒H_∞控制方法与正位置反馈控制提出了航天器的耦合控制方法，以鲁棒H_∞控制器控制航天器本体姿态，正位置反馈控制器控制挠性附件的振动，达到快速稳定姿态和抑制挠性结构弹性振动的目的。与单独进行姿态控制相比，耦合控制方法缩短了航天器姿态的稳定时间，提高了航天器的指向稳定度，有助于高精度对地观测任务的实施。

附图说明

图1本发明的方法流程图

图2挠性航天器结构示意图

图3耦合控制方法原理示意图

图4 H_∞状态反馈控制问题基本框图

图5具有不确定性的H_∞状态反馈控制问题基本框图

具体实施方式

下面结合附图说明具体实施方式。