挠性飞行器姿态机动的振动抑制

研究了使用喷嘴作为执行机构的挠性飞行器姿态机动的时间次优控制设计方法。在机动过程中,挠性振动对机动时间和机动精度具有很大的影响,给出了挠性振动抑制手段,使机动完成的同时,振动得到有效抑制。由于振动频率和振动阻尼不易精确参数化,所以同时考虑挠性振动抑制设计方法对振动频率和振动阻尼的鲁棒性设计问题,通过信真验证了方法的可行性和有效性。     

挠性航天器鲁棒反步自适应姿态机动及主动振动抑制

针对挠性航天器姿态机动及主动振动抑制问题,提出一种双回路鲁棒控制方法.首先,采用反步法结合自适应控制技术设计了姿态机动控制器,并基于Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性.其次,为了抑制挠性结构的振动,采用分布式压电智能元件作为敏感器及作动器,设计了应变速率反馈补偿器以增加挠性结构的阻尼,使振动能够很快衰减.仿真结果表明,所提方法在保证完成姿态机动任务的同时,能够有效地抑制挠性附件的振动.     

航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制

针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题,提出一种基于自适应鲁棒方法和 理论相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制,主动振动控制器采用 状态反馈理论,并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的结构不确定性,保证振动的快速衰减和方法的鲁棒性。同时,采用自适应鲁棒方法设计姿态控制器,有效地降低干扰和转动惯量不确定性对系统性能的影响,并采用Lyapunov方法分析系统的稳定性。最后,数字仿真结果说明,本文提出的方法是合理和有效的。     

基于Tube的挠性航天器模型预测姿态控制及主动振动控制

针对大角度姿态机动的挠性航天器,将基于“管道”(Tube)的模型预测控制(Tube-based model predictive control, Tube-MPC)应用于挠性航天器的姿态控制中。首先,对不考虑扰动的挠性航天器的标称系统设计模型预测控制律,求解模型预测控制问题以确定飞行姿态角的标称轨迹。然后,针对带有扰动的挠性航天器的实际系统,将挠性附件振动和外部扰动作为复合扰动,设计辅助控制器使实际系统状态处于以标称轨迹为中心的Tube不变集内,驱使实际系统状态到达标称轨迹上,并沿着标称轨迹最终收敛于原点。基于Tube的模型预测姿态控制器在满足控制输入约束条件下能有效处理扰动,从而实现对姿态角指令的有效跟踪。同时,针对姿态机动过程引起的挠性附件振动,采用压电智能材料,设计了全阶滑模主动振动控制器。全阶滑模控制器可有效减少抖振,从而使挠性振动模态能够在有限时间内快速衰减。仿真结果表明,所设计的基于Tube的模型预测姿态控制器与全阶滑模主动振动控制器能有效地抑制挠性附件的振动和外界扰动,对姿态角指令有较好的跟踪性能。     

基于滑模输出反馈与输入成形控制相结合的挠性航天器主动振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题，提出了一种基于输出反馈滑模控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略。输入形成器作为前馈控制器作用在反馈回路的前相通道，通过改变输入命令的作用形式，在保证参考模型（标称对象）完成指定的姿态机动的同时抑制掉对系统影响较大的挠性结构的振动；而对于闭环控制回路，考虑挠性结构模态不可测、模型参数具有不匹配不确定性以及外干扰力矩的作用，在输出反馈滑模控制的基础上，给出了仅利用输出信息的滑模控制器设计方法，保证跟踪参考模型的输出以获得要求的闭环系统的性能。将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest—to—rest（静止到静止）姿态机动控制进行了仿真研究，结果表明，所提出的方法是可行而有效的。     

基于压电元件的悬臂梁振动与噪声主动控制实验研究

本文根据电致阻尼的原理，构造了相应的自适控制系统，用压电元件对悬臂结构振动与噪声的控制进行了实验与研究。结果表明：压电元件能在较广的动态范围内对薄壁结构的振动进行有效的控制，并使结构辐射噪声得到明显的衰减。     

模糊自抗扰控制器在挠性航天器振动抑制中的应用

针对挠性航天器在轨运动过程中挠性结构的持续振动问题,提出了一种基于模糊控制原理的改进型自抗扰控制方法,实现对挠性航天器的振动抑制。通过非线性自抗扰控制器快速地抑制挠性航天器的低频振动,并结合模糊控制实现自抗扰控制器(Auto Disturbance Rejection Controller, ADRC)参数的自整定,提高自抗扰控制器的性能。将仿真结果与PD控制和非线性自抗扰控制进行对比,结果表明该控制算法能更加快速有效地抑制挠性航天器的振动,具有重要的理论研究和工程应用价值。     

基于模糊控制的压电挠性梁的振动主动控制实验研究

针对压电智能挠性悬臂梁进行了基于模糊振动控制研究.首先推导了压电智能挠性悬臂梁的控制方程.基于查表法设计振动模糊控制器,并在此基础上运用了一种修正技术提高模糊控制精度,提出采用修正Fuzzy-PI双模控制方法,设置信号阀值实现Fuzzy控制和PI控制的切换,设计了挠性悬臂梁振动主动控制算法.建立了压电智能挠性悬臂梁的实验平台,采用提出的控制方法对悬臂梁振动进行实验研究,实验结果表明:振动被快速抑制,系统的动态、稳态性能方面优于普通模糊控制器.     

小型航天器微振动主动控制平台建模与仿真

为克服动量轮等旋转装置微振动对航天器指向精度等影响,制作连接旋转装置及星体的小型微振动主动控制装置,通过四个主动压电折叠梁实现微振动主动控制;利用有限元理论建立微振动主动控制平台及旋转装置动力学模型并进行动力学性能分析;使用线性二次Gauss（LQG）方法设计控制率,对控制系统在正弦激励及初始位移两种载荷工况下的主动控制效果仿真研究。结果显示此微振动主动控制平台能有效抑制系统振动。     

改进型正位置反馈/变结构卫星姿态主动控制

针对挠性卫星大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种双回路鲁棒主动振动控制方法.首先,采用压电智能元件作为作动器和敏感器,通过求解一个带有线性不等式约束的最优静态输出反馈控制问题,给出了设计低阶振动模态最优正位置反馈补偿器的算法;然后,考虑到挠性结构模态不可测,给出了仅利用输出信息的自适应变结构姿态控制器设计方法,使闭环系统的轨迹渐近趋于滑动模态区,并且避免了确定不确定性和外干扰界函数上限的困难.最后,将该方法应用于挠性航天器的大角度姿态机动控制,并进行了仿真研究,结果表明,所提出的方法是可行而有效的.     

一种挠性航天器的自适应姿态控制与振动控制

挠性航天器三轴姿态控制与振动控制需要处理复杂的姿态运动学耦合、动力学力矩耦合、挠性模态与刚体的动力学耦合,以及在轨航天器挠性附件的参数不确定等问题。基于频带分离方法分别设计了姿态控制器和振动控制器,其中的挠性附件振动对姿态的影响以时变干扰模型进行考虑。利用奇异摄动理论,设计了姿态控制器。该控制器由快速角速度环和慢速角度环两回路组成,采用具有较强抗干扰能力的积分型SDRE（State-Dependent Riccati Equation）控制器进行姿态指令跟踪。对于挠性振动,设计了独立模态控制的正位置反馈（PPF）控制器,通过对一阶控制器参数进行调节,使系统当存在结构不确定或参数变化的情况时仍能较好地收敛,保证了系统的鲁棒性。最后仿真表明了在干扰力矩下姿态的稳定性和振动的快速抑制。     

基于输入成形的柔性航天器振动闭环抑制方法研究

针对柔性航天器姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,提出一种基于输入成形和反馈控制联合的主动振动抑制策略,在保证航天器完成指定的姿态机动的同时抑制对系统影响较大的挠性附件的振动。考虑到柔性附件模态变量难以测得以及存在外界干扰力矩,设计了只利用姿态信息的反馈控制器,并根据整个闭环系统的振动频率和阻尼比信息设计前馈鲁棒多模态输入成形器,进一步提高闭环系统的性能。仿真结果表明,应用该策略成功地抑制柔性附件的振动及改善系统的机动时间,并使系统性能对参数的摄动具有很强鲁棒性。     

空间柔性机械臂弯扭耦合振动的主动控制研究

由于太空机械臂的结构形式和末端操作对象的影响,空间多连杆机械臂系统存在着强烈的刚柔耦合的非线性特性。针对伺服驱动的空间柔性机械臂系统,基于经典振动理论,提出柔性臂弹性弯曲、扭转的变形假设,然后采用假设模态法和Lagrange方程得到系统的动力学方程。为了抑制系统在大范围运动过程中的弯曲、扭转弹性振动,提出了基于Lyapunov稳定性的模糊自适应速度反馈控制策略。数值仿真结果表明:空间机械臂系统在转动过程中必然会激起柔性臂的弹性振动;采用提出的控制策略利用压电剪切致动器和压电扭转致动器不仅可以抑制柔性臂的弯曲和扭转振动,还可以降低伺服电机的驱动扭矩,提高柔性机械臂系统的末端定位精度。     

Active control of nonlinear forced vibration in a flexible beam using piezoelectric material

Geometric nonlinearities of the beam and piezoelectric patch are considered. Velocity feedback control algorithm is implemented applying piezoelectric materials. The equation of motion of the system is established using Hamilton's principle. The effects of control gains on primary resonance properties of the beam are studied. It is observed that, with the amplitude of external excitation increasing, the amplitude of resonance curve increases. The velocity feedback control can improve unstable resonance of the beam. When the control gain is increased to a certain value, the unstable regions in the resonance and amplitude-frequency curves disappear.     

柔性悬臂梁振动主动控制实验研究

以压电陶瓷为作动器，并采用独立模态控制法，对冲击载荷作用下的大柔度悬臂梁前三阶模态进行了振动主动控制研究。实验结果表明，使用独立模态控制方法，能有效地抑制悬臂梁的振动，控制效果非常明显。采用模态滤波和相移控制器进行模态分离和相位调节，可获得最大结构阻尼，取得良好的动态控制效果。     

超长柔性臂架回转振动主动控制研究

针对超长柔性臂架回转振动过大问题,结合臂架结构特点基于有限单元法建立臂架回转动力学模型,分析臂架回转系统振动特性。采用模态滤波技术及最优极点配置算法进行主动控制策略设计与理论分析,并搭建主动控制试验系统,进行超长臂架回转振动主动控制试验。试验结果表明,该振动主动控制方法能有效提升受控系统阻尼比(增幅920%),显著抑制臂架回转振动衰减时间(减幅73%),振动控制效果明显,不仅对研制更长臂架泵车具有重要的理论及应用价值,且对所有具有超长柔性机械臂高端装备回转振动控制具有重要参考价值。     

空气弹簧隔振平台姿态模糊控制研究

空气弹簧隔振器在舰船上已经被广泛使用，但是空气弹簧漏气往往造成隔振平台姿态倾斜或者高度下降，严重影响设备的正常工作以及隔振性能．因此，检测漏气情况以及保持平台姿态平稳是空气弹簧隔振系统需要解决的关键技术问题．由于大型设备的空气弹簧隔振平台结构往往非常复杂，很难建立其精确的数学模型，常规的依靠精确模型的控制策略在这里无法奏效．文中分析了空气弹簧漏气对隔振平台姿态的影响，提出了一种漏气快速检测方法，利用模糊控制理论对空气弹簧隔振平台的姿态控制进行了研究和试验．试验结果表明，空气弹簧隔振系统姿态模糊控制技术是完全可行的，效果良好．     

Precision pointing of imaging spacecraft using gyro-based attitude reference with horizon sensor updates

Remote sensing satellites are required to meet stringent pointing and drift rate requirements for imaging operations. For achieving these pointing and stability requirements, continuous and accurate three-axis attitude information is required. Inertial sensors like gyros provide continuous attitude information with better short-term stability and less random errors. However, gyro measurements are affected by drifts. Hence over time, attitudes based on the gyro reference slowly diverge from the true attitudes. On the other hand, line-of-sight (LOS) sensors like horizon sensors provide attitude information with long-term stability. Their measurements however are affected by the presence of random instrumental errors and other systematic errors. The limitations of inertial and line-of-sight sensors are mutually exclusive. Hence, by optimal fusion of attitude information from both these sensors, it is possible to retain the advantages and overcome the limitations of both, thereby providing the precise attitude information required for control. This paper describes an improved earth-pointing scheme by fusion of the three-axis attitude information from gyros and horizon sensor roll and pitch measurements along with yaw updates from the digital sun sensor. A Kalman Filter is used to estimate the three-axis attitude by online estimation and corrections of various errors from the sensor measurements. Variations in orbit rate components are also accounted for using spacecraft position and velocity measurements from the satellite positioning system. Thus precise earth-pointing is achieved     

太阳电池翼调姿后残余振动抑制的整形器设计

根据太阳电池翼的结构固有频率和模态阻尼参数,设计基于零位移算法的输入整形器,用于抑制太阳电池翼调姿后的残余振动。分别用太阳电池翼有限元模型的动力响应仿真和缩比模型试验测试,验证了整形后的转角输入函数驱动太阳电池翼调姿能抑制残余振动,且具有较强的鲁棒性。