撓性航天器振動抑制的自適應(yīng)方法及實(shí)驗(yàn)研究

撓性航天器在平衡位置的小幅度振動對航天器的姿態(tài)控制精度具有嚴(yán)重影響,并且難以控制.現(xiàn)介紹了一種帶有非線性阻尼器的自適應(yīng)控制方法.該方法在黃金分割自適應(yīng)控制方法的基礎(chǔ)上,通過引入振動能量阻尼項(xiàng)得到了比較理想的振動抑制效果.該方法能夠快速地抑制撓性航天器的低頻振動,并且具有很好的過渡過程品質(zhì)和穩(wěn)態(tài)精度.文章最后通過物理仿真對比實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了這種方法的有效性.在相同條件下,其振動抑制的時間較傳統(tǒng)方法減少了70%.此外,該控制方法對航天器的撓性振動頻率的變化具有很好的適應(yīng)能力.

作 者： 王曉磊 吳宏鑫 WANG Xiao-lei WU Hong-xin   作者單位： 北京控制工程研究所,100080  刊 名： 宇航學(xué)報  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2005 26(3)  分類號： V448  關(guān)鍵詞： 撓性結(jié)構(gòu)   物理仿真   自適應(yīng)控制   非線性控制  

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