Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109828477A(43)申请公布日2019.05.31(21)申请号201811525063.3(22)申请日2018.12.13(71)申请人上海航天控制技术研究所地址201109上海市闵行区中春路1555号(72)发明人刘付成孙杰黄庭轩朱东方黄静(74)专利代理机构上海航天局专利中心31107代理人圣冬冬(51)Int.Cl.G05B17/02(2006.01)权利要求书2页说明书7页附图2页(54)发明名称Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法(57)摘要本发明公开了一种基于浮动基Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，属于航天器动力学与控制研究领域，具体涉及一种采用浮动基的Stewart平台，进行大型柔性航天器动力学建模与挠性振动抑制的方法。相比传统固定基的Stewart平台，本发明采用浮动基的Stewart平台动力学模型，可以更准确地描述整体航天器的姿态运动-柔性振动耦合关系，能够更便捷地应用到空间航天器上。支杆动力学建模考虑了附加主动驱动器本身质量和惯量的影响；利用大变形几何非线性刚-柔耦合理论，建立了包含热载荷的基于Stewart平台的空间大尺度柔性航天器的耦合动力学状态空间模型。CN109828477ACN109828477A权利要求书1/2页1.一种Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于：对于大型柔性航天器，在挠性结构与星本体的连接处安装Stewart平台，Stewart平台的上平台与挠性结构固连，下平台与本体固连，利用Stewart平台对挠性振动进行抑制，同时对本体施加控制力矩，实现航天器挠性振动与姿态运动的协同控制。2.根据权利要求1所述Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于其抑制流程为：建立整体系统耦合动力学状态空间模型及系统响应的闭环回路，闭环回路的控制流程为：向所述空间模型输入激励载荷和热载荷后，求解出柔性体位移和速度、本体姿态角和姿态角速度，将上述解作为响应输出及反馈信号，控制器根据反馈信号对Stewart平台的支杆施加主动控制力，并对航天器本体施加控制力矩，将支杆上的控制力、本体上的控制力矩、激励载荷和热载荷输入所述空间模型，继续求解得到输出相应及反馈信号。3.根据权利要求2所述Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于：所述整体系统耦合动力学状态空间模型包括支杆运动学与动力学模型、含热载的上平台系统动力学模型和下平台系统动力学模型。4.根据权利要求3所述Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于支杆运动学与动力学模型为：Stewart平台一共有6根支杆，定义第i根支杆的上支杆固连坐标系fpi(opixpiypizpi)；定义第i根支杆的下支杆固连坐标系fqi(oqixqiyqizqi)，则整个支杆的动力学方程可表示为:其中，mpi为上支杆的集中质量，mqi为下支杆与主动驱动器的集中质量之和；Ipi为上支杆关于oqi的转动惯量，Iqi为下支杆与主动驱动器(作为整体)关于oqi的转动惯量；cpi和cqi分别为球铰和万向铰的粘性阻尼系数；Fpi和Fqi分别为球铰和万向铰对支杆的约束力；Mqihi为万向铰对支杆的约束力矩，hi为此约束力矩的单位矢量，wq为在fq下表示的下平台角速度，“×”表示叉乘矩阵。5.根据权利要求4所述Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于包含热载荷的上平台系统动力学模型包括：上平台的平动动力学方程、上平台转动动力学方程和热载荷条件下柔性体结构的振动方程，定义惯性坐标系fe(oexeyeze)，固定在惯性空间中；定义平台固连坐标系fp(opxpypzp)，固定在上平台上，op为上平台的质心；上平台的平动动力学方程：其中vp为在fp下表示的上平台参考点op的速度，SB、St分别为上平台和柔性体相对op的静矩列阵，mu、mp分别为上平台和柔性体的质量，Pe为上平台平动与柔性体振动的耦合矩阵，Pe＝∫ΩNpdm，其中Ω表示柔性体区域；上平台转动动力学方程为：其中，J为上平台与柔性体的惯量矩阵之和，Hoe分别为上平台转动与柔性体振动的耦合2CN109828477A权利要求书2/2页矩阵，热载荷条件下柔性体结构的振动方程为：其中，Mp、Cp和Kp分别为柔性体的广义质量矩阵、阻尼矩阵和刚度矩阵；Qp是柔性体所受的广义外力，是与柔性体结构时变温度梯度产生的热弯矩MT相关的广义力矢量，6.根据权利要求4所述Stewart平台的大型柔性航天器振动抑制方法，其特征在于：下平台系统包括下平台和航天器本体，定义下平台固连坐标系fq(oqxqyqzq)，固定在下平台上，oq为下平台的质心；定义航天器本体固连坐标系fd(