撓性航天器振動抑制的自適應方法及實驗研究

撓性航天器在平衡位置的小幅度振動對航天器的姿態(tài)控制精度具有嚴重影響,并且難以控制.現(xiàn)介紹了一種帶有非線性阻尼器的自適應控制方法.該方法在黃金分割自適應控制方法的基礎上,通過引入振動能量阻尼項得到了比較理想的振動抑制效果.該方法能夠快速地抑制撓性航天器的低頻振動,并且具有很好的過渡過程品質和穩(wěn)態(tài)精度.文章最后通過物理仿真對比實驗驗證了這種方法的有效性.在相同條件下,其振動抑制的時間較傳統(tǒng)方法減少了70%.此外,該控制方法對航天器的撓性振動頻率的變化具有很好的適應能力.

作 者： 王曉磊 吳宏鑫 WANG Xiao-lei WU Hong-xin   作者單位： 北京控制工程研究所,100080  刊 名： 宇航學報  ISTIC PKU 英文刊名： JOURNAL OF ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2005 26(3)  分類號： V448  關鍵詞： 撓性結構   物理仿真   自適應控制   非線性控制  

【撓性航天器振動抑制的自適應方法及實驗研究】相關文章：

航天器姿態(tài)調整時的變結構控制與振動抑制方法04-27

自適應噪聲對消在抑制振動干擾中的應用04-26

不平衡振動自適應濾波控制研究04-26

基于RBF網絡辨識的撓性衛(wèi)星姿態(tài)自適應控制04-26

柔性航天器姿態(tài)快速機動的自適應控制方法04-27

撓性多體航天器姿態(tài)動力學建模與分析04-26

帶干擾補償?shù)膿闲院教炱髯兘Y構輸出反饋控制04-27

車輛振動對乘員舒適性影響的研究04-27

超細水霧抑制甲烷爆炸的實驗研究04-26

航天器伸展附件振動穩(wěn)定性04-26