基于驱动机构作动的柔性附件振动控制原理与算法

李 涛，陈必发，吕亮亮，唐国安，∗

·柔性结构机构动力学与控制·

基于驱动机构作动的柔性附件振动控制原理与算法

李 涛1，陈必发1，吕亮亮2，唐国安1，2∗

（1．复旦大学航空航天系，上海200433；2．上海宇航系统工程研究所，上海201108）

针对空间飞行器柔性附件低频振动衰减缓慢降低系统稳定性和可靠性的问题，以带有驱动机构的太阳能电池翼为例，不增加额外机构，提出了以驱动机构为作动器、电池翼与驱动机构约束扭矩为目标的振动控制方法。推导了模态坐标表示的电池翼振动的状态方程，选择第一阶模态描述电池翼弯曲振动并设计反馈控制律。以钢质弹性直尺为模型，通过数值仿真验证了该方法的有效性。

振动控制；电池翼；模态坐标；反馈控制

1 引言

太阳能电池翼是航天器上由太阳能电池片、太阳能电池基板、展开机构、锁定机构、驱动机构等组成的重要装置。当航天器入轨后，锁定机构释放，由板间铰链内的扭簧驱动，最终展成一个平面，其作用是吸收太阳的辐射能并将其转化成电能，为航天器提供能源［1］。

如今，各国航天器的发展呈现出大型化趋势，大型太阳能电池翼能够为航天器提供足够的能源供给。但是，这些转变也给航天器结构的设计及安全运行带来了一系列新的挑战［2］。相对于航天器本体，太阳电池翼的柔性较大、阻尼比很小，致使其在定向、调姿、变轨等过程中被激起的振动频率低，衰减缓慢。这些振动不仅影响航天器的姿态稳定度、定位精度以及有效载荷的正常工作，严重时还会降低航天器的使用寿命甚至导致其结构破坏［3］，因此有必要采取有效措施对太阳翼的残余振动进行抑制。……