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针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。 相似文献
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用于惯性完备性降价的模态恒等式研究 总被引:2,自引:0,他引:2
《航天器工程》2003,(2)
从P.C.Hughes的研究成果出发,对柔性航天器的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严格证明和应用研究。全文详细阐述了柔性核、动量系数、角动量系数、约束模态和非约束模态等物理概念及其相关恒等式的物理意义;并对主要模态恒等式给出了完整证明;推导了航天器基频的估算公式;同时通过算例深入探讨了这些恒等式的工程应用。 相似文献
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跟踪与数据中继卫星柔性动力学建模 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了大型跟踪与数据中继卫星动力学建模问题。首先结合模态综合和混合坐标方法介绍了中继卫星柔性动力学一般模型建立过程;根据工程需要重点对所建立的一般动力学模型利用模态综合进行降阶处理,给出了工程实用的低阶动力学模型和各耦合系数的计算表达式;最后通过一个工程实例对模型进行了验证。 相似文献
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可变构型复合柔性结构航天器动力学建模研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对中心刚体加复合柔性结构类航天器采用混合坐标法和子结构模态综合法,建立了可变构型复合柔性结构航天器低阶动力学模型。获得的柔性动力学方程及其各类耦合系数矩阵,适用于全星级可变构型系统和部件级复合柔性附件系统的控制系统设计与仿真,该模型具有阶数低和工程实用的特点。 相似文献
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针对空间交会视线相对运动动力学模型具有时变非线性和参数不确定性的特点,提出了一种基于非线性滑动模态的自主交会变结构制导算法。通过将视线运动模型划分为横向和纵向运动模型,分别设计了相应的非线性滑动模态。横向滑动模态是一种由视线角速率、视线角和时间构成的非线性函数,而纵向滑动模态则是由距离、速率以及时间构成的非线性函数。然后,根据Lyapunov稳定性理论分别推导了横向和纵向自主交会变结构制导规律。横向制导实现了带有末端方位角约束的自主接近;纵向制导保证了软交会所要求的距离和速度协同控制。仿真结果表明,设计的方法在只使用相对信息量的前提下克服了交会模型的耦合非线性和参数不确定性,并能适用于不同高度圆轨道和椭圆轨道上的V-bar和R-bar自主交会任务。 相似文献
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模态综合法可有效解决在传统航天器动力学仿真中出现的整器模型过大、各分系统模型难以对接的问题。为探究主模态截断对固定界面模态综合法精度的影响,文章以串联卫星模型为例,分别利用频率截断法、有效模态质量截断法和势能判据截断法对各子结构进行主模态截断,并对比截断后计算所得综合系统和整星有限元系统的模态特性和动力学响应特性,分析两者间误差大小。结论表明,在低阶频率范围内,频率截断法的截断效率高于其他两种方法,而势能判据截断法的理论依据充足,在高阶频率范围也有很高精度。在实际工程应用中,可根据文章的分析结果,结合具体需求选择合适的主模态截断方法进行模态综合。 相似文献
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航天器挠性板系统的模态分析和模型降阶 总被引:6,自引:0,他引:6
大型航天器上的太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构挠性附件,由于存在模型不确定性及外部扰动条件下所引起的振动控制问题,为了易于低维控制器的设计以及降低控制“溢出”,需要建立板系统的低阶模型。对挠性悬臂板系统动力学模型分析采用模态展开技术,并利用模态截断方法、基于平衡实现的截断方法和平衡奇异摄动截断方法对挠性悬臂板进行了模型降阶,得到板系统的低阶模型,然后分析了降阶模型幅值误差。这为基于智能结构控制悬臂板控制器的设计提供了参考,数字仿真结果验证了方法的可行性。 相似文献
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针对采用可变速控制力矩陀螺(VSCMG)进行柔性太阳翼振动抑制问题,提出一种基于求解非光滑 H∞ 综合问题的最优参数正位置反馈(PPF)控制方法。首先,建立考虑VSCMG和柔性太阳翼耦合的振动模型,得到了线性化的约束陀螺柔性板动力学模型,基于同位控制思想推导了以角度陀螺为测量装置的约束陀螺柔性板全阶状态空间模型。针对被控对象特性,确定最优PPF控制器的结构构型和待优化参数。进而,通过对约束陀螺柔性板全阶状态空间模型进行降阶、修正和加权处理,将PPF控制器参数优化问题转化为在PPF控制器构型约束条件下的非光滑H∞综合问题,并应用一阶下降算法进行寻优求解,实现最优PPF控制器的设计。该方法能够实现对各阶陀螺模态的独立控制,在保证快速性和鲁棒性的前提下,实现最优PPF参数的稳定高效求解。仿真结果表明,所提出的最优PPF控制方法能够快速、鲁棒地实现航天器柔性太阳翼的主动振动抑制。 相似文献
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挠性航天器旋转机动的变结构控制 总被引:10,自引:1,他引:10
本文研究在控制器能量受限条件下,一类挠性航天器旋转机动的控制问题。考虑刚性主体上带有挠性粱的航天器,并假定它在一平面内作旋转运动。本文针对航天控制工程中执行机构的工作模式,基于系统的无穷维模型,设计了简单易行的变结构控制方案,并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。 相似文献
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针对刚柔耦合的圆形薄膜UltraFlex太阳翼结构动力学建模与分析困难、微重力下薄膜运动复杂和展开精度要求高的问题,搭建了UltraFlex展开动力学数值分析模型,分析了扭簧和绳索驱动下UltraFlex的有序展开动力学特性。基于绝对坐标方法建立包含柔性附件和柔性薄膜的UltraFlex动力学模型,采用两步检测算法处理薄膜间的复杂接触碰撞问题,利用扭簧逐步释放扭矩的方法驱动结构有序展开,通过控制绳索释放速率的方法完成移动箱板的转动规划和限位跟踪,提高展开位置精度。将该展开驱动策略运用到NASA实际样机尺寸的UltraFlex分析模型中,仿真结果表明该展开策略能够使得UltraFlex结构高精度、有序、稳定地展开;绳索始终处于张紧状态,最大拉力为62.5N;薄膜展开过程复杂,重复出现张紧、回弹的现象,最终趋于稳定。 相似文献
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一类挠性航天器的变结构控制 总被引:2,自引:2,他引:2
本文研究在控制器能量受限条件下,一类挠性航天器的姿态控制问题。考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器,并假定系统在一平面内作旋转运动。针对航天控制工程中执行机构的工作模式,基于系统的无穷维模型,本文设计了简单易行的变结构控制方案,并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。 相似文献
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针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。 相似文献
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