含间隙铰接的柔性航天器刚柔耦合动力学与控制研究

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙. 铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态 运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响. 针对这一问题, 提出一种含间隙铰 接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法. 首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构 动力学模型. 然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学 模型,采用 Newmark 算法对非线性动力学方程进行求解. 基于压电纤维复合材料 (macro fiber composite, MFC) 驱动器 构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律. 分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用. 最后采用 MFC 驱动器对航天器施加主动控制. 结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于 MFC 的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结构振动的协同控制,并缓解间隙对系统动态特性造成的影响.      

DYNAMICS AND CONTROL OF RIGID-FLEXIBLE COUPLING FLEXIBLE SPACECRAFT WITH JOINT CLEARANCE1)

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙. 铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态 运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响. 针对这一问题, 提出一种含间隙铰 接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法. 首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构 动力学模型. 然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学 模型,采用 Newmark 算法对非线性动力学方程进行求解. 基于压电纤维复合材料 (macro fiber composite, MFC) 驱动器 构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律. 分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用. 最后采用 MFC 驱动器对航天器施加主动控制. 结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于 MFC 的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结构振动的协同控制,并缓解间隙对系统动态特性造成的影响.     

Attitude tracking control of flexible spacecraft with large amplitude slosh

This paper is focused on attitude tracking control of a spacecraft that is equipped with flexible appendage and partially filled liquid propellant tank. The large amplitude liquid slosh is included by using a moving pulsating ball model that is further improved to estimate the settling location of liquid in microgravity or a zero-g environment. The flexible appendage is modelled as a three-dimensional Bernoulli–Euler beam, and the assumed modal method is employed.A hybrid controller that combines sliding mode control with an adaptive algorithm is designed for spacecraft to perform attitude tracking. The proposed controller has proved to be asymptotically stable. A nonlinear model for the overall coupled system including spacecraft attitude dynamics,liquid slosh, structural vibration and control action is established. Numerical simulation results are presented to show the dynamic behaviors of the coupled system and to verify the effectiveness of the control approach when the spacecraft undergoes the disturbance produced by large amplitude slosh and appendage vibration. Lastly, the designed adaptive algorithm is found to be effective to improve the precision of attitude tracking.     

航天器太阳帆板振动抑制的输入整形方法研究

利用输入整形与PD(比例微分)控制相结合的主动振动控制策略,在保证航天器完成三轴姿态机动的同时抑制太阳帆板的振动。首先,基于角动量定律和拉格朗日法建立了带挠性太阳帆板航天器的动力学模型。然后,在动力学模型的基础上,采用PD控制作为航天器三轴姿态机动的控制策略,利用挠性太阳帆板各阶模态的固有频率和阻尼比得到系统的输入整形器,对原始姿态机动的脉冲进行输入整形前馈控制,以抑制太阳帆板各阶模态的振动。仿真结果表明:两种输入整形方法均能抑制太阳帆板的振动,ZV(零残余振动)输入整形器简单且脉冲数量少,输入时间较短,但对于参数摄动以及输入的微小误差比较敏感,抑制振动的效果难以满足零残余振动的标准;ZVD(微分零残余振动)输入整形器脉冲数量较多,具有一定量的延时,但更为高效,鲁棒性强,能够极大地抑制挠性太阳帆板的残余振动,缩短航天器的机动稳定时间,且整个机动过程更加平稳。     

大型网架式可展开空间结构的非线性动力学与控制

我国航天工业迫切需要掌握可入轨后展开的大型网架式空间结构技术,以便研制口径十几米、乃至数十米的大型星载天线。该技术的主要科学基础是这类空间结构展开和服役过程的非线性动力学建模、分析和控制。本文综述了与上述科学基础相关的研究进展,提出应重点关注的三个科学问题：一是大型网架式空间结构展开过程的多柔体系统动力学,尤其是如何对微重力环境下索网的接触和缠绕、运动副内碰撞、结构展开与航天器本体间的耦合等导致的非线性动力学进行建模和分析;二是大型网架式空间结构展开锁定后服役的动力学分析,尤其是如何揭示结构柔性、众多运动副间隙、交变热载荷等因素引起的复杂非线性振动机理;三是大型网架式空间结构展开锁定后服役的动力学控制,尤其是如何在欠驱动、低能耗条件下对非线性振动和波动传播提出有效的控制方法。     

Sliding mode maneuvering control and active vibration damping of three-axis stabilized flexible spacecraft with actuator dynamics

This paper presents a dual-stage control system design method for the three-axis-rotational maneuver control and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensor and actuator. In this design approach, the attitude control system and vibration suppression were designed separately using a lower order model. Based on the sliding mode control (SMC) theory, a discontinuous attitude control law in the form of the input voltage of the reaction wheel is derived to control the orientation of the spacecraft actuated by the reaction wheel, in which the reaction wheel dynamics is also considered from the real applications point of view. The asymptotic stability is shown using Lyapunov analysis. Furthermore, an adaptive version of the proposed attitude control law is also designed for adapting the unknown upper bounds of the lumped disturbance so that the limitation of knowing the bound of the disturbance in advance is released. In addition, the concept of varying the width of boundary layer instead of a fixed one is also employed to eliminate the chattering and improve the pointing precision as well. For actively suppressing the induced vibration, modal velocity feedback and strain rate feedback control methods are presented and compared by using piezoelectric materials as additional sensors and actuators bonded on the surface of the flexible appendages. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque and parameter uncertainty.     

Mechanical problems in momentous projects of aerospace engineering

近年来, 我国航天重大工程蓬勃发展, 航天工程中新的力学问题不断涌现, 开展航天工程力学问题研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用.随着航天器朝着超高速、深空探测、多功能方向的发展, 其面临的发射和运行环境也更加恶劣, 发射过程中的多场耦合、非线性等问题更加突出. 大阵面、大挠性的航天器对在轨结构展开、模态辨识、刚柔耦合控制提出新的要求, 而高精度、高分辨率的观测需求, 为航天器在轨微振动、热致振动的研究带来了新的课题. 同时, 这一系列的问题也对航天器的地面试验和仿真分析等提出了更高的要求, 在这些领域, 各国学者也积累了一定的成果. 本文概括介绍了近年来航天重大工程中出现的新的力学问题, 从航天器的发射、在轨运行、地面仿真和试验等方面对航天工程中的力学问题进行了综述. 内容主要集中在耦合动力学、空气动力学、多体动力学、结构动力学以及试验力学等方面, 同时提出了工程中力学方面所面临的问题以及下一步的发展方向.     

UNCONSTRAINED MODAL ANALYSIS OF DYNAMIC MODEL OF FLEXIBLE SPACECRAFT$^{\bf 1)}$

挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应. 挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据. 以中心刚体带挠性附件航天器为研究对象,采用约束模态和非约束模态法描述挠性附件结构变形,利用欧拉-拉格朗日方程建立挠性航天器的动力学模型. 基于 Hughes 的研究成果,对挠性航天器的非约束模态恒等式及其用于动力学模型降阶的惯性完备性准则进行了证明和应用研究. 探讨了两种动力学模型惯量间的关系,并利用约束模态惯性完备性准则,推导了非约束模态惯性完备性准则. 最后,对中心刚体带双侧太阳帆板和带单侧太阳帆板构成的挠性航天器模型进行数值仿真计算,求出挠性附件非约束模态平动耦合系数,分析了非约束模态特征值和平动耦合系数随着刚柔质量比的变化情况,并尝试用非约束模态惯性完备性准则的质量特征恒等式对挠性航天器模型进行了检验.     

Chaotic attitude and reorientation maneuver for completely liquid-filled spacecraft with flexible appendage

The present paper investigates the chaotic attitude dynamics and reorientation maneuver for completely viscous liquid-filled spacecraft with flexible appendage. All of the equations of motion are derived by using Lagrangian mechanics and then transformed into a form consisting of an unperturbed part plus perturbed terms so that the system＇s nonlinear characteristics can be exploited in phase space. Emphases are laid on the chaotic attitude dynamics produced from certain sets of physical parameter values of the spacecraft when energy dissipation acts to derive the body from minor to major axis spin. Numerical solutions of these equations show that the attitude dynamics of liquid-filled flexible spacecraft possesses characteristics common to random, non- periodic solutions and chaos, and it is demonstrated that the desired reorientation maneuver is guaranteed by using a pair of thruster impulses. The control strategy for reorientation maneuver is designed and the numerical simulation results are presented for both the uncontrolled and controlled spins transition.     

EQUIVALENT DYNAMICS MODELING AND ANALYSIS OF LIQUID-FILLED SPACECRAFT WITH FUEL CONSUMPTION 1)

在轨航天器贮腔内的液体可能表现出多种不同的运动模式, 主要包括液体相对于贮腔的整体性刚体运动、自由液面横向晃动、液体起旋后逐步发生明显的旋转晃动及液体自旋运动; 复合三自由度刚体摆晃动模型能够较为全面地描述这些液体运动模式, 同时为研究起旋阶段的液体晃动动力学问题提供了有效手段. 本文对非线性液体晃动刚体摆复合模型作进一步发展, 考虑模型等效参数随贮腔充液比的变化, 提出了变参数的刚体摆复合模型, 该模型适用于研究燃料消耗下非线性晃动类充液航天器大范围运动耦合动力学问题. 采用刚体摆复合模型对球形贮腔内的液体晃动进行等效后, 基于混合坐标意义下的拉格朗日方程推导了一类充液航天器轨道-姿态-晃动全耦合的动力学方程组, 并展开了充液航天器大角度三轴稳定姿态机动和零冲量轨道机动仿真以及航天器耦合动力学响应特性分析. 研究表明: 液体相对于贮腔的运动会造成航天器主刚体位置发生偏移, 当航天器在执行零冲量机动时, 燃料消耗会造成航天器的轨道平动速度无法收敛到零; 贮腔偏心布放时, 航天器在执行轨道机动过程中贮腔内液体易发生剧烈而且形式复杂的晃动行为, 进而可能造成航天器刚体运动的不稳定.     

超大型航天结构动力学与控制的保辛方法

超大型航天器是空间资源探索和利用的重要空间基础设施,也是实现航天强国目标的重大战略性航天装备。由于这类结构的质量和尺寸巨大,将带来在轨运行中的姿-轨-结构耦合和在轨姿态控制问题。同时,结构的超大尺度、构型变化与空间环境相互作用将产生极复杂的结构振动和大型结构特有的波动现象。这些为其动力学建模与数值求解、在轨精确姿态控制、低频结构振动抑制和振动波动耦合的特性调控等提出了新的挑战。本文介绍了本团队近十年基于保辛方法针对上述问题取得的研究进展,包括超大型航天结构在轨耦合动力学与姿态控制、超大型航天结构波动力学行为与控制、可展开结构设计以及变刚度主动控制方法等。     

航天器铰接结构非线性动力学特性研究进展

航天器铰接结构非线性动力特性研究直接关系到航天器动力学模型的建立、航天 器姿态控制方案的制定、有效载荷指向稳定度的保持以及部件可靠性的提高, 是航天器设 计领域的研究重点之一. 首先介绍航天器铰接结构研究中发现的非线性动力学现象和 对该类问题的研究思路, 然后分别对铰链非线性和高维非线性系统动力学研究的最新研究 成果进行介绍, 最后对航天器铰接结构非线性动力学特性研究的发展前景进行总结.     

Combined control of fast attitude maneuver and stabilization for large complex spacecraft

In remote sensing or laser communication space missions, spacecraft need fast maneuver and fast stabilization in order to accomplish agile imaging and attitude tracking tasks. However, fast attitude maneuvers can easily cause elastic deformations and vibrations in flexible appendages of the spacecraft. This paper focuses on this problem and deals with the combined control of fast attitude maneuver and sta- bilization for large complex spacecraft. The mathematical model of complex spacecraft with flexible appendages and momentum bias actuators on board is presented. Based on the plant model and combined with the feedback controller, modal parameters of the closed-loop system are calculated, and a multiple mode input shaper utilizing the modal information is designed to suppress vibrations. Aiming at reducing vibrations excited by attitude maneuver, a quintic polynomial form rotation path planning is proposed with constraints on the actuators and the angular velocity taken into account. Attitude maneuver simulation results of the control systems with input shaper or path planning in loop are sepa- rately analyzed, and based on the analysis, a combined control strategy is presented with both path planning and input shaper in loop. Simulation results show that the combined control strategy satisfies the complex spacecraft＇s require- ment of fast maneuver and stabilization with the actuators＇ torque limitation satisfied at the same time.     

挠性航天器动力学模型的非约束模态分析

挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应. 挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据. 以中心刚体带挠性附件航天器为研究对象,采用约束模态和非约束模态法描述挠性附件结构变形,利用欧拉-拉格朗日方程建立挠性航天器的动力学模型. 基于 Hughes 的研究成果,对挠性航天器的非约束模态恒等式及其用于动力学模型降阶的惯性完备性准则进行了证明和应用研究. 探讨了两种动力学模型惯量间的关系,并利用约束模态惯性完备性准则,推导了非约束模态惯性完备性准则. 最后,对中心刚体带双侧太阳帆板和带单侧太阳帆板构成的挠性航天器模型进行数值仿真计算,求出挠性附件非约束模态平动耦合系数,分析了非约束模态特征值和平动耦合系数随着刚柔质量比的变化情况,并尝试用非约束模态惯性完备性准则的质量特征恒等式对挠性航天器模型进行了检验.      

燃料消耗下充液航天器等效动力学建模与分析

在轨航天器贮腔内的液体可能表现出多种不同的运动模式, 主要包括液体相对于贮腔的整体性刚体运动、自由液面横向晃动、液体起旋后逐步发生明显的旋转晃动及液体自旋运动; 复合三自由度刚体摆晃动模型能够较为全面地描述这些液体运动模式, 同时为研究起旋阶段的液体晃动动力学问题提供了有效手段. 本文对非线性液体晃动刚体摆复合模型作进一步发展, 考虑模型等效参数随贮腔充液比的变化, 提出了变参数的刚体摆复合模型, 该模型适用于研究燃料消耗下非线性晃动类充液航天器大范围运动耦合动力学问题. 采用刚体摆复合模型对球形贮腔内的液体晃动进行等效后, 基于混合坐标意义下的拉格朗日方程推导了一类充液航天器轨道-姿态-晃动全耦合的动力学方程组, 并展开了充液航天器大角度三轴稳定姿态机动和零冲量轨道机动仿真以及航天器耦合动力学响应特性分析. 研究表明: 液体相对于贮腔的运动会造成航天器主刚体位置发生偏移, 当航天器在执行零冲量机动时, 燃料消耗会造成航天器的轨道平动速度无法收敛到零; 贮腔偏心布放时, 航天器在执行轨道机动过程中贮腔内液体易发生剧烈而且形式复杂的晃动行为, 进而可能造成航天器刚体运动的不稳定.      

DYNAMIC ANALYSIS OF FLEXIBLE BODY WITH DEFINITE MOVING ATTITUTE

The nonlinear dynamic control equation of a flexible multi-body system with definite moving attitude is discussed.The motion of the aircraft in space is regarded as known and the influence of the flexible structural members in the aircraft on the motion and attitude of the aircraft is analyzed.By means of a hypothetical mode,the defor- mation of flexible members is regarded as composed of the line element vibration in the axial direction of rectangular coordinates in space.According to Kane’s method in dy- namics,a dynamic equation is established,which contains the structural stiffness matrix that represents the elastic deformation and the geometric stiffness matrix that represents the nonlinear deformation of the deformed body.Through simplification the dynamic equation of the influence of the planar flexible body with a windsurfboard structure on the spacecraft motion is obtained.The numerical solution for this kind of equation can be realized by a computer.     

大型液体火箭姿控与跷振大回路耦合动力学建模与分析

大型液体火箭结构模态的空间化分布特征导致结构振动、姿态运动和推进系统液路脉动存在相互耦合,进而影响传统姿控回路的稳定性. 针对大型液体火箭, 充分考虑姿态控制系统对箭体姿态动力学和弹性振动的影响, 以及箭体结构弹性振动与推进系统的耦合作用(跷振(POGO)), 建立了姿控与跷振大回路耦合模型. 该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的耦合因素, 可进行姿控-结构-推进大回路耦合机理研究. 该模型具有非奇异的优点, 可以直接用于频域分析和时域仿真. 基于该模型研究了我国某型号液体捆绑火箭推进系统参数——泵增益和蓄压器能量值对姿态运动与结构振动稳定性的影响. 研究得出, 泵增益和蓄压器能量值的变化不仅导致了结构振动的不稳定, 而且也导致了姿态运动的发散. 因此, 对于大型液体捆绑火箭, 推进系统与姿控系统之间存在不可忽略的耦合作用, 在设计姿控系统时, 有必要考虑推进系统对姿控系统稳定性的影响.      

DEPLOYMENT DYNAMICS OF FLEXIBLE SOLAR ARRAYS CONSIDERING FRICTIONAL JOINT

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.     

具有刚-柔-液-控耦合的航天器动力学研究进展

从现代复杂航天器姿态非线性动力学、液体燃料晃动动力学与控制问题、航天器刚-柔耦合系统动力学建模问题、航天器刚-液耦合动力学、航天器刚-柔-液-控耦合动力学、充液航天器实验问题等方面概述了近年来国内外在充液航天器多体耦合动力学相关领域的最新研究进展. 分别从液体燃料晃动动力学建模问题、航天器刚-柔-液-控耦合系统非线性理论和方法、计算机数值仿真及物理实验问题等方面展望了有待进一步加强的研究课题.     

航天器挠性梁伸展动力学特性数值分析

利用动量矩定理推导出滞挠性伸展梁航天器的姿态动力学方程,推导了梁质量微元的动力学方程,在梁等速伸展的情况下对动力学方程进行变换,通过Runge-Kutta积分法得出了数值解,结果表明：梁等速伸展时,其振动的振幅随其长度的增长而增大;随航天器初始姿态角速率的增大而增大;随伸展速率的增大而减小,航天器姿态角速率随梁伸展长度的增长而减小。