專利名稱：基于輸入成型的組合體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種組合體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法，具體涉及一種基于輸入成型的組合 體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法。屬于大型撓性復(fù)雜航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域，適用于空間站等含有多 個(gè)艙段的組合體進(jìn)行變構(gòu)型時(shí)的轉(zhuǎn)位指令設(shè)計(jì)，也適用于航天器上部件轉(zhuǎn)位時(shí)的指令設(shè) 計(jì)。
背景技術(shù)：
空間站組裝過(guò)程中有可能要求將實(shí)驗(yàn)艙從核心艙的一個(gè)對(duì)接口轉(zhuǎn)移到另外一個(gè) 對(duì)接口，一種可能的組合體構(gòu)型變化為從“一”字型變?yōu)椤癓”型。艙段轉(zhuǎn)移時(shí)待轉(zhuǎn)移的實(shí)驗(yàn) 艙一般處于?？貭顟B(tài)，組合體姿態(tài)采用核心艙的控制力矩陀螺(CMG)或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行控 制。文獻(xiàn)1 “馬艷紅，張軍，郭廷榮.空間站組裝時(shí)的姿態(tài)指令優(yōu)化[J].載人航天， 2010,1 :17-20”公開了一種組合體變構(gòu)型時(shí)的姿態(tài)指令優(yōu)化方法，具體為在組合體轉(zhuǎn)位 過(guò)程中，設(shè)計(jì)核心艙的姿態(tài)指令，調(diào)節(jié)核心艙的姿態(tài)角，使環(huán)境攝動(dòng)力矩與轉(zhuǎn)位運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的 攝動(dòng)力矩在一定程度上相抵消，降低了控制力矩陀螺(CMG)在組合體轉(zhuǎn)位過(guò)程中飽和的次數(shù)。文獻(xiàn)2 “于哲峰，楊智春.掃描鏡運(yùn)動(dòng)對(duì)三軸穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)影響研究[J].西北工 業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2003，1(21) :87-90”公開了一種航天器上轉(zhuǎn)動(dòng)部件(掃描鏡)的運(yùn)動(dòng)形式。掃 描鏡在“東-西”方向的一次掃描運(yùn)動(dòng)可以描述為加速啟動(dòng)，達(dá)到額定掃描速度后，進(jìn)行勻 速掃描，掃描完成后，減速停止。在掃描鏡轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中，對(duì)航天器主體進(jìn)行三軸穩(wěn)定控制。文獻(xiàn)3 “葉東.柔性衛(wèi)星大角度快速機(jī)動(dòng)穩(wěn)定控制算法研究[D].哈爾濱工業(yè)大 學(xué)，2009”公開了一種基于輸入成型的航天器大角度機(jī)動(dòng)過(guò)程中的撓性振動(dòng)控制方法。具體 是將輸入成型技術(shù)作為前饋控制，與閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)柔性衛(wèi)星大角度機(jī)動(dòng) 的穩(wěn)定控制，并且有效的減小機(jī)動(dòng)過(guò)程中的撓性振動(dòng)。其中衛(wèi)星的機(jī)動(dòng)指令為階躍信號(hào)。文獻(xiàn)1中通過(guò)核心艙的姿態(tài)變化使變構(gòu)型運(yùn)動(dòng)具有良好性能的方法不能保持核 心艙對(duì)地三軸穩(wěn)定，并且核心艙的轉(zhuǎn)動(dòng)會(huì)激起核心艙上帆板的劇烈振動(dòng)。另外，文獻(xiàn)1是從 避免力矩陀螺飽和的角度研究組合體變構(gòu)型運(yùn)動(dòng)的，沒(méi)有對(duì)變構(gòu)型過(guò)程中的撓性振動(dòng)進(jìn)行 主動(dòng)控制。文獻(xiàn)2研究的是轉(zhuǎn)位運(yùn)動(dòng)對(duì)航天器剛性主體三軸姿態(tài)的影響，并沒(méi)有進(jìn)一步探討 轉(zhuǎn)位運(yùn)動(dòng)對(duì)航天器上的撓性附件的影響，更沒(méi)有給出對(duì)轉(zhuǎn)位運(yùn)動(dòng)中引起的撓性振動(dòng)的主動(dòng) 抑制方法。文獻(xiàn)3中給出了一種應(yīng)用于航天器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)中的撓性振動(dòng)主動(dòng)抑制方法， 而沒(méi)有研究該方法在組合體變構(gòu)型中的應(yīng)用。在航天器大角度機(jī)動(dòng)中，航天器構(gòu)型不變化， 主體姿態(tài)發(fā)生大角度變化；在航天器組合體變構(gòu)型中，航天器的構(gòu)型發(fā)生變化，而主體保持
三軸穩(wěn)定。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有的方法對(duì)航天器組合體構(gòu)型變化過(guò)程中的撓性振動(dòng)抑制差的不足， 本發(fā)明提供一種基于輸入成型的組合體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法，該方法根據(jù)變構(gòu)型組合體的 閉環(huán)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)輸入成型器，對(duì)艙段轉(zhuǎn)位指令進(jìn)行調(diào)制，使組合體按照調(diào)制后的指令進(jìn) 行變構(gòu)型時(shí)，撓性振動(dòng)得到有效抑制，可以提高大型復(fù)雜航天器完成在軌組裝等任務(wù)的性 倉(cāng)泛。本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是一種基于輸入成型的組合體變構(gòu)型 指令設(shè)計(jì)方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟步驟一、設(shè)計(jì)加速階段輸入成型器，建立初始構(gòu)型時(shí)組合體閉環(huán)系統(tǒng)線性化狀態(tài) 方程，當(dāng)組合體處于變構(gòu)型前的構(gòu)型時(shí)，線性化的閉環(huán)系統(tǒng)狀態(tài)方程為
權(quán)利要求
1. ー種基于輸入成型的組合體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步驟步驟一、設(shè)計(jì)加速階段輸入成型器，建立初始構(gòu)型時(shí)組合體閉環(huán)系統(tǒng)線性化狀態(tài)方程， 當(dāng)組合體處于變構(gòu)型前的構(gòu)型時(shí)，線性化的閉環(huán)系統(tǒng)狀態(tài)方程為 其
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于輸入成型的組合體變構(gòu)型指令設(shè)計(jì)方法，用于解決現(xiàn)有的航天器組合體構(gòu)型變化過(guò)程中的撓性振動(dòng)抑制差的技術(shù)問(wèn)題。技術(shù)方案是根據(jù)變構(gòu)型組合體的閉環(huán)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)輸入成型器，對(duì)艙段轉(zhuǎn)位指令進(jìn)行調(diào)制，使組合體按照調(diào)制后的指令進(jìn)行變構(gòu)型時(shí)，撓性振動(dòng)得到有效抑制，提高了大型復(fù)雜航天器完成在軌組裝等任務(wù)的性能。在原指令中加入了輸入成型調(diào)制，組合體按照調(diào)制后的指令進(jìn)行轉(zhuǎn)位時(shí)，撓性附件的振動(dòng)幅值較原指令時(shí)減小20％以上，同時(shí)提高了轉(zhuǎn)位過(guò)程中核心艙姿態(tài)的穩(wěn)定性。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102662403SQ201210075379
公開日2012年9月12日 申請(qǐng)日期2012年3月21日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月21日
發(fā)明者劉瑩瑩, 周軍, 姚雨晗 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)