[发明专利]基于输入成型的组合体变构型指令设计方法

摘要

本发明公开了一种基于输入成型的组合体变构型指令设计方法，用于解决现有的航天器组合体构型变化过程中的挠性振动抑制差的技术问题。技术方案是根据变构型组合体的闭环系统模型，设计输入成型器，对舱段转位指令进行调制，使组合体按照调制后的指令进行变构型时，挠性振动得到有效抑制，提高了大型复杂航天器完成在轨组装等任务的性能。在原指令中加入了输入成型调制，组合体按照调制后的指令进行转位时，挠性附件的振动幅值较原指令时减小20％以上，同时提高了转位过程中核心舱姿态的稳定性。

主权项

1.一种基于输入成型的组合体变构型指令设计方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、设计加速阶段输入成型器，建立初始构型时组合体闭环系统线性化状态方程，当组合体处于变构型前的构型时，线性化的闭环系统状态方程为：其中m，n∈Z⁺，m为帆板的个数，n为帆板的要抑制的最高振动阶数，各帆板相同；θ、Ψ分别为核心舱在滚转、俯仰和偏航方向上的姿态角；η_ij表示第i块帆板的第j阶模态坐标，x中共包含m×n个模态坐标；K=JFFTE,]]>J＝diag(1，I_x，1，I_y，1，I_z)，I_x、I_y、I_z分别为组合体整体相对本体系的三个主轴转动惯量；F＝(z，C₁₁，L，z，C_mn)，为6×2(m×n)阶矩阵，其中z为6阶零向量，C_ij＝(0，C_ijx，0，C_ijy，0，C_ijz)^T，C_ijk(i，j∈Z⁺；k＝x，y，z)为η_ij对应的模态相对本体系的转动耦合系数，F中C_ij的数目和所在列的顺序与η_ij在x中的数目和位置对应；E是2(m×n)维单位矩阵；P＝diag(D，W)，其中D＝diag(k_x，k_y，k_z)，ki=01-kpi-kdi]]>(i＝x，y，z)，k_pi和k_di分别为三个方向上的比例和微分控制参数；W＝diag(w₁₁，L，w_mn)，为2(m×n)维方阵，wij=01-ωij2-2ξijωij]]>(i，j∈Z⁺)，ω_ij和ξ_ij分别为η_ij对应模态的固有频率和阻尼比，并且w_ij在W中的数目和排列顺序与η_ij在x中的数目和位置对应；θ₀、ψ₀分别为核心舱在三个方向上的期望姿态角，z′为2(m×n)阶零向量；设状态方程中系统矩阵K^-1P的特征值λ₁，λ₂，K，通过(2)式计算初始构型时闭环系统各阶模态的振动频率和阻尼比：λi=-ξiωi±jωi1-ξi2,]]>i＝1，2，K                 (2)选取要抑制的闭环系统振动模态(ω_j、ξ_j)，采用零振动和零微分法设计输入成型器，表达式为fj(t)=1Rδ(t)+2kRδ(t-0.5τd)+k2Rδ(t-τd),]]>其中，δ(t)为脉冲函数，并且R＝(1+k)²；当有多阶模态需要抑制时，最终的输入成型器为针对各阶模态设计的输入成型器的卷积，即F₁(t)＝f_j(t)*f_k(t)*L，持续时间为t_f1；步骤二：当组合体处于变构型结束后的构型时，重复步骤一，求出减速阶段的输入成型器F₂(t)，持续时间为t_f2；步骤三：设计基于输入成型的变构型指令；(1)确定经过输入成型后的加速和减速阶段指令，变构型角加速度指令写成数学形式为：a(t)＝a₁(t)+a₂(t)           (3)其中，a₁(t)和a₂(t)分别表示加速和减速阶段的角加速度指令，持续时间分别为t_s1和t_s2，匀速阶段的持续时间为t_s3；加速阶段经过输入后的指令为a′₁(t)＝F₁(t)*a₁(t)，经过输入成型后加速阶段的持续时间为t_a＝t_s1+t_f1；减速阶段经过输入后的指令为a′₂(t)＝F₂(t)*a₂(t+t_s1+t_s3-t_a-t_c)，a′₂(t)的持续时间为t_b＝t_f2+t_s2；(2)确定匀速转位的时间；加速阶段结束时，实验舱相对核心舱的转动角速度大小与未经输入成型的相同，即取过渡信号a″₂(t)＝F₂(t)*a₂(t)，a′₁(t)和a″₂(t)通过两次积分分别得到加速和减速转位结束时实验舱相对核心舱转过的角度若舱段转位的期望转角为则匀速转位的时间为：(3)确定经过输入成型后的完整的变构型指令；t_c确定后，a′₂(t)的表达式确定，将a′₁(t)和a′₂(t)组合得到经过输入成型后的新的变构型指令：a′(t)＝a′₁(t)+a′₂(t)其中，在t_a＜t≤t_a+t_c和t＞t_a+t_c+t_b内均有a′(t)＝0。