姿态控制执行机构的微振动机理及控制方法研究

The flywheel and the control moment gyro are widely used as the actuators of attitude control for the modern satellites. Because of the limitations of manufacturing process and assembly precision, these working actuators, like flywheel and control moment gyro, produce a number of small amplitude and high-frequency micro-vibrations. For high-resolution earth observation satellite, laser communication satellite, space telescope and spacecraft for space micro gravity experiments, these micro-vibrations caused by the actuator affect the orientation precision and stabilization of the payload. As a result, some space observing missions cannot be accomplished. To solve the problems induced by micro-vibrations of the actuator on satellites, this study conduct a systematic research into the mechanism and control of the micro-vibrations for the actuator based on the dynamics of multi-body and the theory of the vibration control. This study includes: (1) the mechanism of micro-vibrations for the actuator of attitude control, (2) the novel method to control the micro-vibrations for actuator, and (3) the analysis of the characteristics of dynamic and control of the spacecraft with nonlinear vibration isolator. The study focuses on solving the following open problems, such as how to analyze the influence of the micro-vibrations caused by actuator on the high precision and stabilization of the attitude control and how to clarify the micro-vibration control system's impact on the characteristic of the attitude control system. This study also provides the theoretical basis for integrated design of micro-vibration control of actuator and attitude control of spacecraft, support the development of the spacecraft with high precision and stability requirements, and promote the progress of China's space technology.

飞轮和控制力矩陀螺作为航天器姿态控制的执行机构已经广泛应用于各类航天任务中。由于制造工艺和装配精度的限制，使得它们在运行中会产生一种小幅高频的微振动。这类微振动将会导致高分辨率对地观测卫星、激光通讯卫星、太空望远镜及空间微重力实验卫星等航天器上的有效载荷难以正常工作，使空间任务无法完成。为此本项目将以多体动力学和振动控制原理为主要理论基础，围绕航天器姿态控制执行机构的微振动机理和微振动控制方法进行系统深入的研究。主要研究内容：姿态控制执行机构的微振动机理，姿态控制执行机构微振动控制新方法，带有非线性隔振器的航天器动力学特性与控制特性分析。研究结果将为阐明执行机构微振动对航天器姿态控制过程中高精度和高稳定度的影响机理，弄清执行机构的微振动控制系统对航天器姿态控制特性的影响，为执行机构微振动控制和航天器姿态控制的一体化设计提供理论基础，支撑高精度高稳定度航天器的发展，促进我国航天技术的进步。

飞轮和控制力矩陀螺作为航天器姿态控制的执行机构已经广泛应用于各类航天任务中。由于制造工艺和装配精度的限制，使得它们在运行中会产生一种小幅高频的微振动。这类微振动将会导致高分辨率对地观测卫星、激光通讯卫星、太空望远镜及空间微重力实验卫星等航天器上的有效载荷难以正常工作，使空间任务无法完成。为此本项目以多体动力学和振动控制原理为主要理论基础，围绕航天器姿态控制执行机构的微振动机理和微振动控制方法进行系统深入的研究。主要研究内容：姿态控制执行机构的微振动机理，姿态控制执行机构微振动控制新方法，带有非线性隔振器的航天器动力学特性与控制特性分析。.本项目通过理论建模和工程实验相结合的手段，给出了一种小型控制力矩陀螺的高精度扰动模型，并且分析了此类小型控制力矩陀螺对航天器姿态控制性能的影响，得到一项重要结论：控制力矩陀螺中转子的静动不平衡引起的扰动属高频扰动，并且扰动频域与转子转速同频，幅值与转速平方成正比，是影响航天器姿态稳定度的主要因素，在高精度高稳定度航天器姿态控制任务中，不可忽略。该部分的研究成果对航天五院502所生产此类小型控制力矩陀螺提供理论指导。.本项目分析了隔振系统的引入对姿态控制系统稳定性的影响，通过分析得到两项重要结论：（1）被动隔振系统的隔振频率需布置在姿态控制系统带宽的10倍附近，才能使得隔振系统的使用不影响姿态控制系统的稳定性；（2）需要柔性附件基频对隔振系统的传递率曲线影响形成的峰值布置在共振峰值以后，以保证隔振系统的低频输出性能。该部分的研究为航天五院502所正在进行的航天器高精度高稳定度姿态控制方法讨论起到了一定的启发和支持作用。.在本项目的支持下，共计发表了SCI期刊论文8篇，国内学术会议论文5篇，国际学术会议论文2篇。授权国家发明专利6项。培养硕士生3人，博士生1人。申请人于2015年晋升为副教授，参与人中1名硕士生获得校级优秀毕业论文。