發(fā)布時(shí)間：2015-01-13 15:15

 

【摘要】 航天事業(yè)的飛速發(fā)展對(duì)未來航天器的精度和可靠性指標(biāo)提出更為嚴(yán)格的要求，而反作用輪等高速旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作將會(huì)引起航天器結(jié)構(gòu)的中高頻抖動(dòng)，進(jìn)而影響航天器有效載荷的指向精度和工作性能。因此，分析航天器結(jié)構(gòu)中高頻抖動(dòng)的動(dòng)力學(xué)特性，并研究相應(yīng)的主動(dòng)抖動(dòng)抑制方法，具有十分重要的理論價(jià)值和工程實(shí)際意義。針對(duì)航天器結(jié)構(gòu)的中高頻抖動(dòng)動(dòng)力學(xué)分析與主動(dòng)控制問題，傳統(tǒng)的以模態(tài)疊加為基礎(chǔ)的有限元法和以統(tǒng)計(jì)分析為基礎(chǔ)的統(tǒng)計(jì)能量法都遇到了難以克服的困難。基于此，本文以未來航天器的典型結(jié)構(gòu)——桁架結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，基于行波方法建立其動(dòng)力學(xué)模型，獲得精確的中高頻抖動(dòng)動(dòng)力學(xué)特性，并探索研究相應(yīng)的中高頻抖動(dòng)主動(dòng)控制方法。本文具體研究工作如下：首先，將航天器桁架結(jié)構(gòu)的振動(dòng)看成是不同形式、不同頻率彈性波的疊加，建立了包含縱波、彎曲波和扭轉(zhuǎn)波形式的桁架基本單元行波動(dòng)力學(xué)模型；考慮各單元連接處三種形式波之間的相互轉(zhuǎn)換，進(jìn)而建立結(jié)點(diǎn)散射模型；最后通過疊加單元和結(jié)點(diǎn)模型獲得系統(tǒng)總體方程，最終建立復(fù)雜航天器桁架結(jié)構(gòu)的行波動(dòng)力學(xué)模型。在建模過程中，為了中高頻抖動(dòng)分析的需要，采用了Timoshenko梁理論，考慮了剪切變形和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的影響。其次，基于行波動(dòng)力學(xué)模型對(duì)具體形式的航天器桁架結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析，給出了獲得其固有頻率、位移頻率響應(yīng)以及功率流傳播的通用矩陣求解方法。在此基礎(chǔ)上，對(duì)航天器桁架結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值仿真分析。仿真結(jié)果表明：行波方法可以精確計(jì)算航天器桁架結(jié)構(gòu)中高頻抖動(dòng)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，并且相比于傳統(tǒng)的有限元方法具有更高的計(jì)算效率；通過基于Euler-Bernoulli經(jīng)典梁理論與Timoshenko梁理論的仿真結(jié)果對(duì)比可得：在進(jìn)行中高頻抖動(dòng)動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，較復(fù)雜的Timoshenko梁理論的計(jì)算結(jié)果更為精確，并且更接近于工程實(shí)際。然后，在航天器桁架結(jié)構(gòu)行波動(dòng)力學(xué)模型與動(dòng)力學(xué)分析的基礎(chǔ)上，考慮波傳播到結(jié)構(gòu)不連續(xù)位置處(結(jié)點(diǎn)和邊界)將會(huì)發(fā)生透射和反射，推導(dǎo)了波透射和波反射系數(shù)，進(jìn)而從波的角度設(shè)計(jì)控制器抑制航天器桁架結(jié)構(gòu)的中高頻抖動(dòng)。本文分別基于橫向位移、縱向位移、橫向彎曲轉(zhuǎn)角與扭轉(zhuǎn)角反饋，設(shè)計(jì)波動(dòng)控制器，并研究了幾種不同的控制策略。通過不同波動(dòng)控制器和控制算法的仿真分析與比較可得：波動(dòng)控制方法可以很好地實(shí)現(xiàn)航天器桁架結(jié)構(gòu)中高頻抖動(dòng)的抑制，特別在共振峰值頻率附近。最后，在航天器桁架結(jié)構(gòu)行波動(dòng)力學(xué)模型和所獲得結(jié)構(gòu)功率流傳播特性的基礎(chǔ)上，研究了航天器桁架結(jié)構(gòu)中高頻抖動(dòng)抑制的功率流主動(dòng)控制方法，并對(duì)比了傳統(tǒng)的加速度主動(dòng)控制方法；進(jìn)一步研究了多控制力和多誤差傳感器配置下的功率流主動(dòng)控制方法。研究結(jié)果表明：功率流主動(dòng)控制方法可以實(shí)現(xiàn)航天器桁架結(jié)構(gòu)整體中高頻抖動(dòng)的有效抑制；無論誤差傳感器位于控制源的近場或者遠(yuǎn)場，相比于加速度主動(dòng)控制方法，功率流主動(dòng)控制方法都可以有效抑制航天器桁架結(jié)構(gòu)中的加速度和傳播的功率流；此外，分析了最優(yōu)控制力偏差、最優(yōu)控制力位置以及誤差傳感器位置對(duì)功率流主動(dòng)控制效果的影響，并針對(duì)多控制力和多誤差傳感器配置下的功率流主動(dòng)控制方法，進(jìn)行了相應(yīng)的仿真分析與討論。

第1章 緒  論

為了進(jìn)一步開發(fā)與利用星際空間資源，各國在航天領(lǐng)域方面的競爭十分激烈，相繼發(fā)射具有高指向精度、高分辨率和高穩(wěn)定度的衛(wèi)星[1-4]。1990 年，美國發(fā)射的哈勃太空望遠(yuǎn)鏡(HST)是目前世界上最先進(jìn)的高精度、高穩(wěn)定度光學(xué)成像衛(wèi)星，姿態(tài)穩(wěn)定度為 0.0071″/s，控制系統(tǒng)的指向精度為 0.01″；2005年，日本發(fā)射的高級(jí)陸地觀測衛(wèi)星(ALOS)，地面分辨率達(dá)到 2.5m；2008 年，美國發(fā)射的鎖眼偵察衛(wèi)星(KH-13)，對(duì)地觀測的分辨率達(dá)到 5cm；以“詹姆斯-韋伯”太空望遠(yuǎn)鏡(JWST)為代表的下一代空間望遠(yuǎn)鏡，其指向精度要求達(dá)到0.004″；而預(yù)計(jì)在 2015 年發(fā)射的空間干涉望遠(yuǎn)鏡(SIM)，其準(zhǔn)確度要求達(dá)到 4×10-6″。目前，我國也開始研制高分辨率衛(wèi)星，于 2013 年發(fā)射的第一顆高分辨率對(duì)地觀測衛(wèi)星——高分一號(hào)，姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到 0.0005°/s，空間分辨率為 2m。雖然與世界先進(jìn)水平存在較大差距，但其具有里程碑式的意義，高分系列后續(xù)衛(wèi)星的研制與發(fā)射，將進(jìn)一步增強(qiáng)我國的天基對(duì)地監(jiān)測能力。綜上所述，發(fā)展高精度、高分辨率與高穩(wěn)定度航天器已成為世界各國未來航天發(fā)展的必然趨勢。
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第2章 航天器桁架結(jié)構(gòu)行波動(dòng)力學(xué)模型

2.1 引言
由于航天器桁架結(jié)構(gòu)具有獨(dú)特的結(jié)構(gòu)形式，即由梁單元通過連接結(jié)點(diǎn)組裝成復(fù)雜的整體結(jié)構(gòu)，而梁單元的動(dòng)力學(xué)特性可以通過波動(dòng)方程精確地用解析形式表示。由于擾動(dòng)在桁架結(jié)構(gòu)上作用時(shí)，出現(xiàn)了明顯的波的傳播效應(yīng)，因而可以將桁架結(jié)構(gòu)的振動(dòng)當(dāng)作不同形式和不同頻率彈性波的疊加，考慮連接結(jié)點(diǎn)位置的波散射條件，通過疊加獲得結(jié)構(gòu)的系統(tǒng)模型。上述即為行波分析法建模的基本思想。由于行波分析法采用單元和結(jié)點(diǎn)的連續(xù)模型，因而能更好地描述結(jié)構(gòu)的中高頻動(dòng)力學(xué)特性，并且分析頻率范圍僅受單元和結(jié)點(diǎn)連續(xù)模型的簡化假設(shè)條件限制。 基于此，本章首先給出了航天器桁架結(jié)構(gòu)的描述，并以一字形架設(shè)式正方形截面桁架結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，考慮梁單元中縱波、彎曲波和扭轉(zhuǎn)波三種不同形式波的存在，建立桁架結(jié)構(gòu)的梁單元?jiǎng)恿W(xué)模型；進(jìn)一步建立各單元連接結(jié)點(diǎn)散射模型；最后通過疊加單元和結(jié)點(diǎn)模型獲得系統(tǒng)總體方程，進(jìn)而建立復(fù)雜航天器桁架結(jié)構(gòu)的通用行波動(dòng)力學(xué)模型。

2.2 航天器桁架結(jié)構(gòu)描述
目前在航天領(lǐng)域應(yīng)用的桁架結(jié)構(gòu)空間構(gòu)型主要有：一字形空間桁架、T字形空間桁架和工字形空間桁架。一字形空間桁架結(jié)構(gòu)構(gòu)型簡單，成本較低，具有良好的穩(wěn)定性，基本能夠滿足現(xiàn)階段航天器的承載要求，因而廣泛應(yīng)用于實(shí)際的航天工程中。航天器桁架結(jié)構(gòu)最常見的截面構(gòu)型是等邊三角形截面和正方形截面；等邊三角形截面桁架結(jié)構(gòu)的典型代表有：NASA 初期研制的太空試驗(yàn)空間桁架、SSP 試驗(yàn)桁架(space solar power(SSP) truss)等；正方形截面桁架結(jié)構(gòu)的典型代表有：NASA 蘭利研究中心設(shè)計(jì)的空間站概念結(jié)構(gòu)和空間起重機(jī)等。正方形截面構(gòu)型因其在空間上的可擴(kuò)展性，成為當(dāng)今航天器桁架結(jié)構(gòu)截面構(gòu)型的主流。

第 3 章  基于行波模型的航天器桁架結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析.......................................... 43
3.1  引言 .......................... 43
3.2  航天器桁架結(jié)構(gòu)模態(tài)分析 .................................... 43
3.3  航天器桁架結(jié)構(gòu)位移頻響分析 ...................................... 46
第 4 章  航天器桁架結(jié)構(gòu)波動(dòng)控制方法研究 .................................... 64
4.1  引言 ................................64
4.2  同位反饋波動(dòng)控制器的設(shè)計(jì)思想 ................................... 65
4.3  基于橫向位移反饋的波動(dòng)控制器設(shè)計(jì) ................................... 66
第 5 章  航天器桁架結(jié)構(gòu)功率流主動(dòng)控制方法研究.............................. 96
5.1  引言 ....................... 96
5.2  基于功率流最小的功率流主動(dòng)控制方法 ................................................ 97
5.3  基于加速度最小的加速度主動(dòng)控制方法 ................................................ 99

第5章 航天器桁架結(jié)構(gòu)功率流主動(dòng)控制方法研究

 

5.1 引言
綜上所述，本章在第 2 章航天器桁架結(jié)構(gòu)的精確行波動(dòng)力學(xué)模型和第 3章獲得的功率流傳播特性基礎(chǔ)上，研究了航天器桁架結(jié)構(gòu)的功率流主動(dòng)控制方法。首先，研究了單一控制力和單一誤差傳感器配置下的功率流主動(dòng)控制方法，并給出了基于加速度最小的加速度主動(dòng)控制方法；在此基礎(chǔ)上，研究了基于多控制力和多誤差傳感器配置的功率流主動(dòng)控制方法；最后，針對(duì)功率流主動(dòng)控制方法的控制效果進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，研究了功率流主動(dòng)控制方法在頻域和某一峰值頻率結(jié)構(gòu)整體的控制效果；分析了最優(yōu)控制力偏差、最優(yōu)控制力位置和誤差傳感器位置對(duì)控制效果的影響；并給出了不同控制力和誤差傳感器配置條件下功率流主動(dòng)控制方法的控制效果。

5.2 基于功率流最小的功率流主動(dòng)控制方法
為了實(shí)現(xiàn)上述控制系統(tǒng)，誤差傳感器被用來測量確定位置的功率流，并要求在此位置功率流最小；用于功率流主動(dòng)控制的控制力可以通過一定形式的作動(dòng)器實(shí)現(xiàn)，但是測量傳感器和控制作動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)特性在本文不予考慮。 由上述推導(dǎo)過程可知：通過最小化誤差傳感器位置的主動(dòng)功率流獲得了最優(yōu)控制力的大小與相位，進(jìn)而施加最優(yōu)控制力，減少了航天器桁架結(jié)構(gòu)中傳播的主動(dòng)功率流，進(jìn)一步控制了航天器桁架結(jié)構(gòu)的中高頻抖動(dòng)。但是在實(shí)際的控制系統(tǒng)中，由于模型誤差、傳感器測量誤差以及作動(dòng)器輸出控制力誤差的存在，由式(5-6)所獲得的最優(yōu)控制力，不可避免的存在偏差。因此，有必要考慮最優(yōu)控制力的偏差對(duì)功率流主動(dòng)控制效果的影響。
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結(jié)   論

本論文以影響未來高精度航天器的中高頻抖動(dòng)問題為基本出發(fā)點(diǎn)，針對(duì)未來航天器的典型結(jié)構(gòu)——桁架結(jié)構(gòu)，采用行波方法建立其動(dòng)力學(xué)模型，并獲得精確的中高頻動(dòng)力學(xué)特性，進(jìn)而探索研究相應(yīng)的中高頻抖動(dòng)主動(dòng)控制方法，最終達(dá)到提高航天器有效載荷指向精度和工作性能的目標(biāo)。本文的研究內(nèi)容和得到的主要結(jié)論如下： 1.  將航天器桁架結(jié)構(gòu)的振動(dòng)看成縱波、彎曲波和扭轉(zhuǎn)波三種不同形式波在梁單元中的傳播，并在結(jié)點(diǎn)位置發(fā)生散射；進(jìn)而建立梁單元的行波動(dòng)力學(xué)模型和結(jié)點(diǎn)散射模型；最終通過疊加單元和結(jié)點(diǎn)模型得到系統(tǒng)總體方程，從而建立了航天器桁架結(jié)構(gòu)的行波動(dòng)力學(xué)模型。研究結(jié)果表明：針對(duì)本文的研究對(duì)象，行波動(dòng)力學(xué)模型能夠更為全面和精確地捕獲航天器結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性。 2.  采用行波方法對(duì)航天器桁架結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析，獲得了計(jì)算其動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的通用矩陣求解方法；并由此得到航天器桁架結(jié)構(gòu)的固有頻率，位移頻率響應(yīng)以及功率流傳播特性。理論分析與仿真研究表明：相比于傳統(tǒng)的以模態(tài)疊加為主的有限元法，行波法可以精確計(jì)算航天器桁架結(jié)構(gòu)在低、中、高分析頻率范圍的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，并且計(jì)算量更�。划�(dāng)采用 Timoshenko 梁理論時(shí)，中高頻響應(yīng)分析結(jié)果更為精確。
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參考文獻(xiàn):

[1] 白照廣.  高分一號(hào)衛(wèi)星的技術(shù)特點(diǎn)[J]. 中國航天. 2013(08)
[2] 黃迪山,唐亮.  機(jī)械結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)行波法研究進(jìn)展[J]. 機(jī)械強(qiáng)度. 2012(06)
[3] 郭蘭滿,黃迪山,唐亮,劉玉霞,朱曉錦.  基于行波法分析軸向受力智能梁振動(dòng)特性[J]. 機(jī)械強(qiáng)度. 2012(05)
[4] 鄒元杰,韓增堯,張瑾.  航天器全頻域力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 力學(xué)進(jìn)展. 2012(04)
[5] 王坤,趙陽,馬文來,王有懿.  飛輪擾動(dòng)作用下衛(wèi)星結(jié)構(gòu)響應(yīng)能量預(yù)示方法[J]. 振動(dòng)與沖擊. 2012(13)
[6] 郭蘭滿,黃迪山,唐亮,朱曉錦.  智能懸臂梁橫向振動(dòng)的行波解[J]. 機(jī)械強(qiáng)度. 2011(06)
[7] Chunchuan Liu Fengming Li1 Wenhu Huang(P.O.Box 137,School of Astronautics,Harbin Institute of Technology,Harbin 150001,China).  ACTIVE VIBRATION CONTROL OF FINITE L-SHAPED BEAM WITH TRAVELLING WAVE APPROACH[J]. Acta Mechanica Solida Sinica. 2010(05)
[8] 牛軍川,李蒙,郭浩男.  柔性基礎(chǔ)上斜置隔振系統(tǒng)的功率流傳遞特性[J]. 內(nèi)燃機(jī)學(xué)報(bào). 2010(05)
[9] 陳榮,孫玲玲,吳銀兵,趙飛.  基于Timoshenko梁理論的斜置隔振系統(tǒng)功率流特性分析[J]. 振動(dòng)與沖擊. 2010(09)
[10] 田浩,王有懿,劉春川.  衛(wèi)星框式結(jié)構(gòu)擾動(dòng)動(dòng)態(tài)特性分析的行波方法[J]. 哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2010(05)



本文編號(hào)：11597