[发明专利]一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统

说明书

本发明公开了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，涉及航天器动力学与控制研究领域。所述挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统包括挠性航天器模拟子系统、姿态控制子系统、振动控制子系统和耦合控制子系统。该实验系统以挠性航天器模拟件为对象，采用角度传感器、陀螺等测量航天器的姿态角速度，采用压电片、应变片等测量挠性结构的振动，通过dSpace控制系统计算控制输出，驱动飞轮、反作用推力器等姿态执行机构控制姿态，同时驱动压电作动器进行振动控制。本发明具有模拟真实挠性航天器刚柔耦合动力学特征的功能，可验证姿态控制、结构振动控制及耦合控制方法的准确性和有效性，为挠性航天器的高精度控制奠定基础。

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实验系统。

背景技术

随着航天事业的发展，在需求牵引和技术推动下，一些挠性航天器呈现出高精度、高敏捷性、大型化、柔性化的发展趋势。同时，对地观测、空间激光通信、天文观测等航天任务对卫星平台的姿态控制技术提出了更高要求。由此，研究挠性航天器的高精度控制方法和实验技术具有重要的意义。然而，至今没有一种结合姿态控制与挠性结构弹性振动的耦合控制实验系统，既能实现姿态的机动、稳定，又能实现挠性结构的振动控制，同时实现对姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法的验证。

发明内容

本发明针对现有技术存在的问题，提供一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统，实现姿态、挠性结构的振动控制，同时实现对姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法的验证。

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实验系统，包括挠性航天器模拟子系统、姿态控制子系统、振动控制子系统和耦合控制子系统。

所述的挠性航天器模拟子系统包含中心刚体模拟件、挠性结构模拟件和气浮台。中心刚体模拟件和挠性结构模拟件通过铰链连接构成一个整体，置于气浮台上，以实现微重力的功能。气浮台安装在实验室隔振地基上；整个挠性航天器模拟件为悬臂结构。

所述的姿态控制子系统包含角度传感器、陀螺、相机等姿态敏感器，飞轮、反作用推力器等姿态执行器，AD/DA模块和功率放大器等。姿态敏感器安装在中心刚体上。

所述的振动控制子系统包含应变片、压电片、加速度计等振动测量装置，压电作动器等振动控制装置，AD/DA模块和功率放大器等。

所述的耦合控制子系统包含工控计算机、dSpace控制系统等。dSpace控制系统嵌入耦合控制算法，用于计算姿态执行器和振动控制装置的控制输入。

本发明的有益效果在于：能够评估多类控制算法的功能和性能，包括姿态控制算法、振动控制算法和耦合控制算法；能够对控制算法进行快速开发和测试，简化了算法验证的流程，缩短了实验时间，提高了工作效率。

附图说明

图1本发明试验系统示意图

图2采用耦合控制与自适应滑模控制器控制中心刚体姿态角对比

图3采用耦合控制与自适应滑模控制器控制中心刚体姿态角速度对比

图4采用耦合控制与自适应滑模控制器控制挠性板根部应变对比

具体实施方式

下面结合附图说明具体实施方式。

图1是本发明的一个具体实施例，但并不局限于该实施例。图1展示了一种挠性航天器姿态与结构振动的耦合控制实验系统的示意图，该耦合控制实验系统包括：挠性航天器模拟子系统、姿态敏感器、姿态执行器、振动测量装置、振动控制装置、控制和采集系统。

一、挠性航天器模拟子系统