航天器姿态控制与振动抑制的分布优化方法

为了实现高精度的姿态控制，大型航天器需要进行振动抑制。姿态控制和/或振动抑制的执行器可以集中或分布式安装。在前者的情况下，某些振动抑制方法基于轨迹规划1,2，而其他方法则集成在姿态控制律3中。这些方法在振动抑制方面的能力受限于基于开环设计的归因或缺乏专用的振动抑制执行器。因此，基于分布式执行器的姿态控制和振动抑制正在成为研究热点。各种类型的执行器已散布在航天器上用于振动抑制，包括压电执行器（PZTs）4,5和控制力矩陀螺（CMGs）6–13。角动量作为分布参数的概念最早由D’Eleuterio和Hughes提出6,7。通过将无穷小角动量装置引入弹性体，可以控制频率、耦合模态和阻尼。为了促进工程应用，胡等人10–13提出了一种通过CMGs对柔性结构进行主动振动抑制和姿态控制的实用方法。在胡的研究中，角动量在结构中是离散分布的，而非连续分布6,7。根据文献11中的模型，郭等人提出了一种模态力补偿器方法14和一种基于零运动的方法15来抑制振动。不同于将控制律和执行器的转向律一起设计的思想10–15，胡等人16,17提出了两种姿态控制和振动抑制的控制律设计方法。其优点在于所提出的方法可以用于不同类型执行器的系统.