反作用轮主被动隔振器的复合控制研究

反作用轮的微振动会对高精度成像载荷产生不利影响,利用隔振器进行隔振是解决该问题的有效途径.针对基于压电堆的主被动反作用轮隔振器,本文为主动隔振级设计内、外环的复合控制系统.内环采用PI控制器,补偿压电堆轴向位移输出的迟滞非线性;外环采用由解耦器与模型匹配H∞控制器串联而成输出反馈控制器,通过提高闭环系统的阻尼,抑制三个方向的扰动加速度输出;以反作用轮稳速、升速两种工况为例,通过实验验证主动隔振方案的有效性.相比于被动隔振.实验结果表明:当转速为1 500 rpm和3 000 rpm时,扰动输出进一步衰减约20%;升速工况下,三向加速度输出能量密度最大的分量,分别衰减17. 4%、21. 1%和11. 2%.     

基于有限元法的主动隔振单元建模分析

针对大载荷对象低频微振动主动振动控制平台的设计问题,提出一种基于模块拼装思想的主被动混合隔振平台结构方案,模块化设计大大简化了主动振动控制平台的设计难度,使得拼装后的平台具有承载能力强、精度高等优点,由于所用模块单元结构形式完全相同,组合后的主动隔振平台的特性完全取决于单元的特性;以主动隔振单元为研究对象运用有限元法建立其动力学模型,模型中包含以位移向量形式表示的外界激振项和以力向量形式表示的主动控制项,当上述两项为零时,可以通过求解动力学模型得到主动隔振单元的固有特性;利用ANSYS商用软件进行主动隔振单元的模态分析,对比结果验证了该动力学模型的正确性.     

基于在线频率估计的自适应反馈主动隔振技术

针对自适应前馈控制方法的缺点,提出一种周期性振动主动控制的自适应反馈控制方法.利用误差信号恢复振动干扰信号,采用级联陷波器估计信号中周期性分量的频率,并在估计频率处为控制器构造参考信号;控制器的参数则根据Lyapunov稳定性原理进行调整.仿真和主动隔振试验结果表明:频率估计方法在不同信噪比情况下均具有较好的估计精度;主动控制方法在振动频率处的隔振效果明显,隔振量可达16?dB以上,且控制器的参数收敛速度较快.     

挠性空间结构振动的独立模态空间最优控制方法

针对大型挠性空间结构的特性,考虑在独立模态空间内进行控制,设计模态滤波器,对从物理空间采集到的模态信息进行预滤波处理;设计模态观测器,从模态加速度中获取模态位移和模态速度;其次,利用独立模态空间理论中各阶模态相互独立解耦的特性,设计了基于最优控制的独立模态空间控制器;在此基础上,考虑外部干扰信号作用下,设计了基于模态滤波器的 次优控制器,构成了一个完整的挠性空间结构闭环主动振动控制系统。对简化的桁架和单翼帆板结构振动控制进行了仿真验证,结果表明：两种控制器均能使振动得到有效抑制,相比传统比例积分微分控制器最大振幅减小约一半,且具有一定的抗干扰能力。     

量子科学实验卫星微振动地面测试与估计方法

介绍了卫星微振动地面测试和信号估计方法.根据量子科学实验卫星特点,对动量轮运行状态下光学载荷的微振动线位移及角位移进行估计.通过地面微振动测试系统,测量了动量轮运行下光学载荷的微振动加速度;应用小波积分方法,精确估计了卫星结构敏感点的振动线位移和振动角位移.通过工程实测证明了微振动测试与估计方法的有效性.研究结果对于高精度科学实验卫星微振动地面试验具有一定工程应用意义.      

大型挠性结构航天器姿态精确指向控制

针对空间大型挠性结构航天器姿态精确指向控制中，执行机构振动和挠性结构变形对载荷指向带来的高频和低频扰动，提出了多环路复合控制策略，在传统姿态控制闭环回路的基础上，引入执行机构隔振回路和载荷指向精确控制回路，实现对执行机构振动的隔离和对载荷指向的精确补偿，并设计了回路的闭环控制方法。数学仿真和部分试验结果表明，该方法能够有效提升载荷指向精度。     

大行程Hexapod平台及其隔振实验

为提高车载、机载光学设备在低频大振幅扰动环境中的观测精度,研制了具有6自由度振动隔离能力的大行程主动隔振平台.平台主动元件采用直线电机,并针对隔振任务设计了无间隙万向节结构.隔振平台采用6-UPS并联机构Hexapod构型,具有30 kg承载能力,上平面可进行±30 mm平动和±8°转动.Hexapod平台控制方法采用PID(Proportion-Integral-Derivative)定位控制和X滤波自适应逆振动控制结合的方法.对Hexapod平台进行3～20 Hz垂直方向正弦振动隔离实验结果显示,平台对基座振动的振幅隔离幅度高于90%,对5～20 Hz频段随机振动隔离实验结果显示,隔振前后上平面振幅峰峰值下降78%.     

Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制

针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。     

基于LPV的主动隔振平台单支腿鲁棒控制器设计

利用控制力矩陀螺(CMG)实现敏捷姿态机动控制时，保证机动过程控制输出力矩快速响应的同时，还需要保证机动到位后有效隔离CMG的机械振动以实现高稳定度姿态控制。针对控制CMG主动隔振平台，将控制CMG外框角速度作为变参数，提出单支腿主动隔振平台控制器的一种基于线性变参数（LPV）控制设计实现方法，通过与其他主动隔振控制方法性能比较分析，所提方法在兼顾敏捷姿态机动期间和机动到位后对主动隔振平台不同的力学传递要求方面有更好的性能。     

超静平台动力学建模与解耦控制

以超静平台在未来高精度航天器主动隔振和精确指向控制中的应用为基础,针对柔性铰形式超静平台的动力学特点以及超静平台基础和载荷扰动作用的影响,建立一般形式的超静平台动力学模型;进一步推导解耦力控制方法,将超静平台由高度耦合的多输入多输出系统变为单输入单输出线性时不变系统,以此消除各支杆之间的相互作用,极大地简化了控制器设计;在此基础上,进行数值仿真分析与验证.仿真结果表明:基于所建立的一般形式超静平台动力学模型,采用解耦力控制方法能够很好地实现超静平台的主动振动控制,并且方法简单易于工程实现.     

星上控制力矩陀螺群隔振平台的动力学特性

为能够给星上有效载荷提供一种超静环境,提出一种星上控制力矩陀螺群(CMGs,Control Moment Gyroscopes)的隔振方案,并对所使用的隔振平台的动力学特性进行研究分析.首先介绍了不同参数模型的隔振元件工作原理和参数特性;其次利用牛顿-欧拉法对含有隔振平台和CMGs的卫星进行动力学建模;最后通过频域和时域的方法分析并对比了各个参数模型下的隔振平台力衰减特性以及对星体姿态稳定度的改善程度.结果表明:两参数加调谐质量阻尼器模型下的隔振平台对共振峰值有一定的衰减作用,三参数模型下的隔振平台在力衰减和对姿态稳定度的改善程度上要明显优于其他2种模型.     

转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

空间用洛伦兹力激励器静态标定测试系统

基于洛伦兹力的空间用电磁激励器是空间高微重力主动振动隔离系统的核心控制部件. 为满足系统实时变化的控制器输出要求, 必须标定激励器的设计参数, 得到输出力与输入电流之间的关系. 设计了一套用于激励器静态标定的自动测试系统, 并对其硬件结构设计、软件模型及测试数据处理进行了介绍. 系统硬件结构包含力传感器、力值显示控制仪、三轴位移台、电机驱动器模块及数据接收分发模块. 系统软件采用LabVIEW编程技术, 实现了对信号的采样、显示和存储. 利用Matlab进行数据处理, 得到相应处理结果, 为激励器进一步的优化设计提供了技术依据.      

步进电机驱动柔性负载的一种振动抑制控制策略

  针对步进电机的输出力矩特征以及柔性负载的低频振动特性,提出一种抑制柔性负载振动的控制策略。推导了步进电机驱动柔性负载的动力学模型,分析了输入成形法抑制振动的原理并对其进行了扩展,由此产生的步进电机控制逻辑可以有效抑制柔性负载的低频振动。以数据中继卫星的单址天线回扫模式进行了数学仿真,结果表明,提出的控制策略有效且对系统的参数摄动具有一定的鲁棒性。     

非高斯随机振动的模拟方法

随机振动台根据功率谱密度（PSD,Power Spectral Density）生成的信号为高斯信号,而实际振动环境有时是非高斯的,因此随机振动实验常常无法准确模拟产品在真实振动环境下的失效情况。通过两个案例分别对均方根值（RMS,Root Mean Square）不随时间变化和随时间变化的非高斯随机振动进行了模拟方法研究。案例1利用Hermite多项式法对高斯信号进行了转换,在保证功率谱密度不变的同时得到了具有指定峭度的RMS不随时间变化的非高斯信号,但该方法对于输入的峭度有限制,当输入峭度大于10时,误差达到了20%。案例2利用一种新方法对实测的RMS随时间变化的非高斯振动进行了模拟,模拟后得到的非高斯信号和实测信号具有相同的功率谱密度、峭度以及概率分布,验证了新方法的准确性。     

Active vibration suppression for flexible satellites using a novel component synthesis method

This paper is devoted to developing a closed-loop vibration suppression controller for a satellite with large flexible appendages based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method. The dynamics model of a flexible satellite is firstly established by using the Newton–Euler methodology, and the dynamics model of the flywheel is also developed. A novel CSVS method is presented based on zero-vibration differentiator (ZVD), which can guarantee multi-order vibration suppression. Combined with the proposed CSVS method, traditional closed-loop controllers such as PD or sliding mode controllers can be applied to active vibration suppression. The stability of the proposed closed-loop CSVS controller is proved by the Lyapunov theory. Subsequently, the dynamic optimal control allocation algorithm is proposed for six flywheels, and a novel nonsingular fast terminal sliding mode controller is developed to obtain practical voltage control input for the flywheel drive control system. Finally, numerical simulations are carried out to validate the effectiveness of the proposed method.     

空间科学实验柜被动式减振系统研究

载人航天二期我国将发展短期有人照料的空间实验室,将开展一系列空间科学实验.国际空间站和我国神舟飞船实际微重力水平测量结果表明,需采取必要的减振措施才能满足特殊科学实验要求,鉴于此对空间科学实验柜被动式减振系统进行了研究和设计.根据空间科学实验柜在载人航天器内的实际安放状态,对其进行了减振布局.将实验柜本身作为刚体,建立6自由度的减振系统动力学模型,然后在ADAMS中建立了空间科学实验柜及减振系统三维实体模型,对减振系统进行仿真,得出系统时域、频域及随机输入下的响应特性.对减振系统参数进行优化,提高了系统的减振效果.      

飞轮扰振特性及振动控制方法

航天器高精度稳定平台要求飞轮在工作转速范围内的干扰力尽可能低,因此需要对飞轮本身固有的扰振力进行有效抑制,一般对机械飞轮采用被动振动隔离方法,而对磁悬浮飞轮采用主动振动控制方法.分别介绍机械飞轮和磁悬浮飞轮的微振动特性,分析其扰振产生的原因,阐述振动隔离以及振动控制原理,并通过测试系统对现阶段振动抑制效果进行了说明.