太陽(yáng)陣展開(kāi)動(dòng)力學(xué)與控制研究.pdf

1、隨著空間科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，航天器的空間活動(dòng)和在軌任務(wù)日趨多樣化，航天器的部件結(jié)構(gòu)也變得愈來(lái)愈復(fù)雜。考慮到航天器的重量、有效載荷和發(fā)射成本等因素，輕質(zhì)和柔性附件在航天器工程中大量被使用，構(gòu)成了當(dāng)今所謂的柔性多體動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，柔性效應(yīng)在系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模中已經(jīng)成為不可忽略的關(guān)鍵問(wèn)題。另一方面，現(xiàn)代航天器系統(tǒng)對(duì)空間定位、操作精度等提出了更高的要求，航天器上各個(gè)展開(kāi)機(jī)構(gòu)之間的鉸鏈不可避免地存在著摩擦、間隙等非光滑因素，這些因素會(huì)對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性造成重

2、要的影響，目前關(guān)于這些問(wèn)題的研究也是航天器科學(xué)與力學(xué)領(lǐng)域中的熱點(diǎn)與難點(diǎn)問(wèn)題之一。
　　太陽(yáng)陣是航天器的至關(guān)重要的部件，它為航天器的在軌工作提供電力。現(xiàn)代航天器空間任務(wù)的日益復(fù)雜化和多元化要求太陽(yáng)陣的尺寸足夠大、且質(zhì)量應(yīng)較輕，因此航天器上大多帶有大型柔性太陽(yáng)陣，其柔性特征須在系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模中予以重點(diǎn)考慮?？紤]到運(yùn)載工具自身裝載空間的限制以及在發(fā)射過(guò)程中運(yùn)載工具會(huì)承受較大的環(huán)境負(fù)荷，太陽(yáng)陣在航天器的發(fā)射階段通常處于收攏狀態(tài)，當(dāng)航天器入

3、軌后太陽(yáng)陣的壓緊機(jī)構(gòu)釋放，以實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)陣各基板的展開(kāi)與鎖定。太陽(yáng)陣的展開(kāi)和鎖定過(guò)程會(huì)發(fā)生復(fù)雜的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)行為，太陽(yáng)陣的展開(kāi)會(huì)對(duì)航天器本體造成沖擊，引起航天器本體的位形發(fā)生變化，而航天器本體的位形變化反過(guò)來(lái)也會(huì)影響太陽(yáng)陣的展開(kāi)動(dòng)力學(xué)特性。因此，開(kāi)展太陽(yáng)陣展開(kāi)動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題的研究具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。
　　本學(xué)位論文在國(guó)家自然科學(xué)基金(11132001,11272202)、航空科學(xué)基金(20120157002)和上海市

4、教委科研重點(diǎn)項(xiàng)目(14ZZ021)的資助下，開(kāi)展了航天器太陽(yáng)陣的展開(kāi)動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題的研究，主要研究?jī)?nèi)容和成果總結(jié)如下：
　　(1)開(kāi)展了太陽(yáng)陣的多剛體系統(tǒng)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題的研究。首先，給出剛性太陽(yáng)陣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)描述并建立系統(tǒng)各機(jī)構(gòu)的等效物理、數(shù)學(xué)模型；然后，采用獨(dú)立的廣義坐標(biāo)即鉸坐標(biāo)詳細(xì)推導(dǎo)了太陽(yáng)陣多剛體系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程；進(jìn)而，采用常規(guī)PD控制方法和模糊自適應(yīng)PD控制方法對(duì)航天器姿態(tài)的主動(dòng)控制問(wèn)題進(jìn)行了研究；最后，開(kāi)展數(shù)值仿真

5、研究，驗(yàn)證本文理論的有效性。數(shù)值仿真結(jié)果顯示，本論文所建立的多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型能夠有效地描述剛性太陽(yáng)陣的展開(kāi)動(dòng)力學(xué)過(guò)程，模糊自適應(yīng)PD控制比常規(guī)PD控制方法具有更好的控制效果。(2)開(kāi)展了太陽(yáng)陣的多柔體系統(tǒng)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題的研究。首先，給出太陽(yáng)陣的柔性基板的等效計(jì)算方法，并采用有限元理論建立太陽(yáng)陣各柔性等效基板的離散化有限元模型，以提取柔性體的模態(tài)信息；然后，采用獨(dú)立的廣義坐標(biāo)即鉸坐標(biāo)和柔性基板模態(tài)坐標(biāo)的混合形式詳細(xì)推導(dǎo)了柔性太陽(yáng)

6、陣多體系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程；進(jìn)而，研究了航天器姿態(tài)控制的常規(guī) PD控制方法和模糊自適應(yīng) PD控制方法；最后，通過(guò)數(shù)值仿真對(duì)本文所給方法的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。數(shù)值仿真結(jié)果顯示，本論文所建立的多柔體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型能夠有效地預(yù)測(cè)柔性太陽(yáng)陣的展開(kāi)時(shí)間歷程和航天器姿態(tài)響應(yīng)，帆板的柔性效應(yīng)對(duì)太陽(yáng)陣展開(kāi)動(dòng)力學(xué)有一定的影響，模糊自適應(yīng)PD控制比常規(guī)PD控制方法具有更好的控制效果。
　　(3)開(kāi)展了考慮鉸摩擦的太陽(yáng)陣展開(kāi)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題的研究。首先，給出了工程