極低頻超大型航天器姿態機動與物理試驗驗證

袁泉，林瀚崢，張軍,*，魏春嶺

1. 北京控制工程研究所, 北京 100190 2. 空間智能控制技術國家級重點實驗室，北京 100190

1 引言

航天器姿態機動是指從某個飛行姿態向目標飛行姿態的調整過程，如軌道升高或降低之前的姿態調整、對觀測目標的切換等，均需要進行姿態機動。

姿態機動控制需要在期望的時間范圍內到達期望的姿態角和角速度，保證固定的時間點之后平臺載荷能正常工作。姿態機動需要重點解決的是機動過程中的撓性振動抑制問題，這一點對于大型或超大型航天器來講尤其突出[1-2]。普通航天器的撓性附件頻率一般在0.2～1 Hz量級，對于極低頻的超大型航天器，如中國空間站采用大型機械臂進行艙段的轉位控制，機械臂兩端連接的艙體質量超過20 t，整個系統呈“扁擔”狀態，系統頻率極低，達到0.01 Hz量級，在此背景下如何實現系統的大角度姿態機動對控制系統的設計帶來了巨大挑戰。

目前國內外學者研究了各種方案試圖解決航天器姿態機動過程中的撓性振動問題，在部分文獻中通過多目標控制同時進行姿態控制與撓性振動抑制控制[3-4]，比較實用可行的方法是進行機動的路徑規劃，國內外的學者也提出了各種機動路徑規劃方法，主要包括：Bang-Bang規劃法、多項式規劃法、正弦規劃法等[5-7]；文獻[8]提出采用粒子種群方法進行軌跡規劃，但計算量較大；本文作者提出了濾波軌跡規劃方法[9]。到目前為止，撓性航天器姿態機動過程中的振動抑制問題仍然是航天控制領域中的一項研究熱點。……