[发明专利]柔性空间结构姿态振动一体化控制方法、装置和存储介质

说明书

本发明提供了柔性空间结构姿态振动一体化控制方法、装置和存储介质，所述方法包括：根据欧拉‑拉格朗日方程建立柔性空间结构的动力学模型；根据动力学模型计算出结构的目标模态频率；根据目标模态频率，在第一控制闭环设计鲁棒限频控制器，实现结构振动模态的有效抑制；根据期望的姿态控制目标，在第二控制闭环设计PD控制器，实现结构姿态的精确控制；最终，两个控制闭环同时作用，实现柔性空间结构的姿态‑振动一体化控制。

技术领域

本发明涉及属于航天技术领域，尤其涉及柔性空间结构姿态振动一体化控制方法、装置和存储介质。

背景技术

大型空间结构是未来先进空间应用的主要承载形式，然而，空间结构尺度的增长和火箭发射重量的限制必然引起结构出现不可忽视的柔性。柔性空间结构在姿态机动或是受到空间扰动力矩作用的情况下，会出现强烈的振动。由于姿态-振动互相耦合，结构振动会极大地削弱姿态控制精度，在最坏的情况下还会使得姿态控制系统失稳，最终造成航天任务失败。针对柔性空间结构的姿态、振动控制问题，现已提出的众多控制方案都无法同时有效兼顾到姿态、振动控制这两个方面的要求，无法实现姿态-振动的一体化控制。

发明内容

发明目的：为解决现有技术中不能同时兼顾柔性空间结构姿态控制和振动控制的问题，本发明提供柔性空间结构姿态振动一体化控制方法、装置和存储介质，能够同时实现柔性空间结构姿态和振动的有效控制。

所述方法包括以下步骤：

步骤1，针对柔性空间结构，定义结构参数；

步骤2，计算得到动力学方程；

步骤3，计算得到状态方程；

步骤4，计算得到测量输出方程；

步骤5，计算得到控制输出方程；

步骤6，计算得到优化输出方程；

步骤7，建立第一控制闭环中的鲁棒限频控制器；

步骤8，建立优化指标；

步骤9，根据优化指标，求解最优化问题；

步骤10，基于频域校正方式，建立第二控制闭环中的PD控制器；

步骤11，将步骤7和步骤10中设计的控制器分别加载到第一控制闭环和第二控制闭环中，联合运行，实现姿态振动一体化控制。

步骤1包括：定义如下结构参数：φ表示航天器姿态转角，λ表示航天器的结构半径，J₀表示航天器的转动惯量，β表示柔性结构的截面惯性矩，η表示柔性结构单位长度上的质量密度，ρ表示柔性结构的长度，m表示柔性结构可能附带的尖端质量，ε₁表示柔性结构的阻尼系数，ε₂表示柔性结构的弹性模量，γ表示柔性结构尖端的形变量，θ表示整个空间结构的姿态转角，α＝[α₁ α₂ … α_n]^T表示柔性结构的广义模态坐标向量，α_n表示第n阶振动模态，n表示模态的个数，ξ_i(·)表示第i个模态振型函数，i＝1,2,…n；O₁-X₁Y₁是固连在航天器上的坐标系，其中，O₁是坐标系原点，O₁X₁是坐标系横轴，O₁Y₁是坐标系纵轴；O₂-X₂Y₂是固连在柔性结构上的坐标系，其中，O₂是坐标系原点，O₂X₂是坐标系横轴，O₂Y₂是坐标系纵轴。

步骤2包括：所述动力学方程如下所示：