CN102085918A - 星上挠性振动的二元智能结构控制装置 - Google Patents

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Abstract

星上挠性振动的二元智能结构控制装置及控制方法，包括若干个压电敏感器、若干根形状记忆合金丝和控制器，若干个压电敏感器通过电缆将感应到的电压传输到控制器，控制器将电压转换为形状记忆合金丝控制电流通过电缆传输到若干根形状记忆合金丝，控制形状记忆合金丝产生张力，来控制星上挠性振动。本发明采用压电陶瓷(PZT)作为应变测量敏感器，形状记忆合金丝(SMA)作为执行机构，发挥这两种智能材料各自的优点，而避免其缺点，即压电作为敏感器具有灵敏度高的特点，但作为驱动器则驱动力小，且无法布置于铰链等处(否则影响帆板展开)；而形状记忆合金作为驱动器其驱动力比压电大很多，且可以折叠，不影响帆板展开和锁定。

Description

星上挠性振动的二元智能结构控制装置
技术领域
本发明涉及一种星上挠性振动的智能控制装置及控制方法，特别是涉及一种二元智能结构控制装置及控制方法，属于航天器高精度高稳定度姿态控制技术领域。 
背景技术
大型复杂卫星，诸如以0.1m甚高分辨率对地观测和1∶10000立体测绘为代表的复杂卫星，是多功能、高性能大型系统。这些复杂卫星往往呈现典型的大型多体挠性空间结构，主要表现在：多功能和高性能要求有效载荷的比重不断增加，而中心结构、天线、太阳帆板等公用舱必将轻型化，因此必须将其作为挠性多体结构卫星。另一方面，这些复杂卫星又迫切要求实现甚高精度姿态控制，以满足卫星甚高分辨率对地观测和测绘的要求。 
对于此类带有大型挠性部件的航天器，要实现高精度高稳定度姿态控制必须解决挠性部件的振动抑制问题，比如大型展开式半刚性太阳翼。传统的星上集中控制，为了避免对挠性模态的激励，控制系统带宽往往较低(比模态基频低一个数量级左右)。这样，一旦挠性被某种外界因素激励(如轨道控制、空间热诱导灯)，挠性振动衰减缓慢，进而影响整星的姿态控制精度。 
若采用常规的智能材料(如压电片)进行振动主动控制，也会遇到如下问题：其一，此类太阳翼由基板和铰链组成，由铰链产生的振动变形比基板大；而传统的压电片只能粘贴于基板上，因此单独用压电片作为作动器，控制效果不佳；其二，采用压电片作为作动器时，往往需要在太阳翼上布置较多的压电片，相应的信号线和功率线都分布于太阳翼上并通过SADA的滑环传递信号，繁琐的布线可能影响太阳翼的展开和正常工作；其三，对于较大幅度的太阳翼振动，压电作动器的驱动力显得不足。 
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种同时利用压电敏感器和形状记忆合金作动器两种智能材料的二元智能结构控制装置及控制方法，充分发挥两张智能材料的优势而避开其劣势，对于展开式半刚性太阳翼不仅能够对包含铰链在内的振动施加控制，而且布线简单、驱动力大，不影响太阳翼展开。 
本发明的技术解决方案是：星上挠性振动的二元智能结构控制装置，包括若干个压电敏感器、若干根形状记忆合金丝和控制器，若干个压电敏感器通过电缆将感应到的电压传输到控制器，控制器将电压转换为形状记忆合金丝控制电流通过电缆传输到若干根形状记忆合金丝，控制形状记忆合金丝产生张力，来控制星上挠性振动。 
所述的压电敏感器安装在星上太阳翼结构表面上，安装位置处的模态应变大于a，a为预设的应变阈值。 
所述的形状记忆合金丝不少于2根，在星上太阳翼结构表面上均布，每根形状记忆合金丝的一端固定于太阳翼根部的连接架上，另一端的固定点为所控模态的最大可控度的位置处。 
所述的控制器采用PD控制算法、独立模态控制算法或独立模态正位反馈控制算法将压电敏感器感应到的电压转换为形状记忆合金丝的控制电流。 
所述的预设的应变阈值a为0.02。 
星上挠性振动的二元智能结构控制方法，通过以下步骤实现： 
第一步，确定压电敏感器的安装位置， 
A1.1、对太阳翼结构表面进行有限元分析，得到太阳翼在轨的挠性各阶模态应变分布； 
A1.2、根据需要控制的模态，将模态应变大于设定的阈值的区域确定为压电敏感器的安装位置； 
第二步，确定形状记忆合金丝的安装位置， 
A2.1、形状记忆合金丝在太阳翼结构表面上均布； 
A2.2、每根形状记忆合金丝的一端固定于太阳翼根部的连接架上； 
A2.3、利用有限元分析计算，得到所要控制的模态可控度最大的位置，确定此位置为形状记忆合金丝的另一端的固定点； 
第三步，在第一步和第二步确定的安装位置上安装压电敏感器和形状记忆合金丝，并将压电敏感器和形状记忆合金丝分别通过电缆与控制器连接； 
第四步，压电敏感器将感应到的电压传输到控制器； 
第五步，控制器利用PD控制算法、独立模态控制算法或独立模态正位反馈控制算法将压电敏感器感应到的电压转换为形状记忆合金丝的控制电流，通过控制电流驱动形状记忆合金丝产生张力，控制星上挠性振动。 
所述第二步形状记忆合金丝为双程形状记忆合金丝。 
本发明设计原理： 
为保证图像成像质量，高分辨率详查对地侦察卫星一般要求实现高稳定度姿态控制。星上挠性振动是制约高稳定度姿态控制的主要原因之一，对于遥感卫星而言，展开式的太阳翼是其主要的挠性振动部件。尽管挠性振动主动控制技术已经出现多年，但针对挠性太阳翼的主动振动控制还少有应用，特别是针对真实太阳翼这样的复杂结构。 
目前星上太阳翼挠性振动还缺乏有效的手段。基于被动阻尼材料的方法，对低频模态效果不佳，且安装阻尼器带来的额外问题较多。基于压电材料的主动控制方法，则面临问题是：其一，压电片需要多点分布在太阳翼的各个基板上，再通过布线和SADA滑环将信号传递回星体，不仅对滑环环数要求高，还造成布线繁杂，甚至影响太阳翼展开，工程应用困难。其二，对于太阳翼铰链(板间及根部铰链)变形引起的振动，由于压电片不能布置于铰链上，难有效果；其三，压电片驱动力有限，大幅振动控制效果不佳。 
本发明就是针对太阳翼这样的复杂挠性结构，设计了这样一种主动控制装置，既能有效抑制其振动，而同时又不影响其展开和正常工作。 
本发明的二元智能结构控制装置采用压电陶瓷(PZT)作为应变测量敏感器，形状记忆合金丝(SMA)作为执行机构，发挥这两种智能材料各自的优点，而避免其缺点。即压电作为敏感器具有灵敏度高的特点，但作为驱动器则驱动力小，且无法布置于铰链等处(否则影响帆板展开)；而形状记忆合金作为驱动器其驱动力比压电大很多，且可以折叠，不影响帆板展开和锁定。 
首先分析真实太阳翼结构挠性振动的应变分布。利用有限元分析太阳翼在轨易于激发的挠性模态及应变分布，其中要考虑太阳翼根部连接架和板间铰链。 
利用压电敏感器作为敏感元件，将其布置于需要控制模态的最大应变处。由于所控模态非常有限，所布置的压电片数目也非常有限；对于所控一阶模态为一阶外弯的情况，只需在基板与根部支架连接铰链附近的面板上布置压电片。 
采用双程形状记忆合金丝(SMA)作为振动控制作动器，安装于太阳翼的背面，并将其一端固定于太阳翼的自由端，另一端固定于根部连接架；通过控制SAM中电流，驱动SMA产生张力，达到控制振动的目的。由于SMA在非工作状态下可以任意折叠，因此不会影响太阳翼的展开。 
本发明与现有技术相比有益效果为： 
(1)本发明采用压电陶瓷(PZT)作为应变测量敏感器，形状记忆合金丝(SMA)作为执行机构，发挥这两种智能材料各自的优点，而避免其缺点，即压电作为敏感器具有灵敏度高的特点，但作为驱动器则驱动力小，且无法布置于铰链等处(否则影响帆板展开)；而形状记忆合金作为驱动器其驱动力比压电大很多，且可以折叠，不影响帆板展开和锁定； 
(2)本发明通过确定了压电敏感器的安装位置和安装数量，以及形状记忆合金丝的安装位置和安装数量，使得对所需控制的模态，敏感器和执行器配置数量最少； 
(4)分析和试验表明，在相同的脉冲激励下，采用本发明的控制方法，太阳翼振动衰减时间为无控状态下自由衰减时间的20％左右。 
附图说明
图1为本发明实施例中考虑前三阶弯曲模态的压电敏感器配置分布图； 
图2为本发明实施例中考虑基频模态的压电敏感器配置分布图； 
图3为本发明实施例中太阳翼上的形状记忆合金丝配置分布图； 
图4为本发明流程图。 
具体实施方式
本发明装置包括若干个压电敏感器、若干根形状记忆合金丝和控制器，若干个压电敏感器通过电缆将感应到的电压传输到控制器，控制器将电压转换为形状记忆合金丝控制电流通过电缆传输到若干根形状记忆合金丝，控制形状记忆合金丝产生张力，来控制星上挠性振动。 
本发明如图4所示，具体实施分三个步骤： 
1、压电敏感器的配置 
压电敏感器配置的方法是：压电敏感器的最优位置，必然使得各个压电片粘贴处结构表面的模态应变绝对值总和最大，此时压电敏感器感应出的电荷总和为最大。 
根据太阳翼的结构和材料特性参数，对太阳翼结构表面进行有限元分析； 
利用有限元分析法得到太阳翼的挠性各阶模态应变分布； 
根据需要控制的模态，以及模态应变大于设定的阈值的区域，可确定为压电敏感器的安装位置； 
下面以某太阳翼的分析和测试结果为例说明之。 
考虑挠性太阳翼的前三阶弯曲模态，则压电陶瓷应配置于如图1所示的深色区域，当仅考虑基频模态时，参见图2的配置方式。 
2、形状记忆合金的配置 
形状记忆合金丝在太阳翼结构表面上均布，以保证足够的驱动力和均匀受力；每根形状记忆合金丝的一端固定于太阳翼根部的连接架上；根据太阳翼结构参数，利用有限元分析计算，当另一端的固定点不同时，对模态可控度也不 同。根据所要控制的模态阶数，可确定最佳的固定点位置，以使所要控制的模态可控度最大，即模态可控矩阵Grammian因子最大。 
模态可控矩阵Grammian因子的文献参见：《自动控制原理》(下册)，清华大学出版社，吴麒，1992年，P34-P36。 
如图3所示，是某太阳翼的SMA布置结果，对于弯曲模态，通常的计算结果为太阳翼最外板的自由端。 
3、控制器算法设计 
控制算法的实现有多种方式。比如PD控制、独立模态控制等。但本专利推荐独立模态正位反馈控制算法。与独立模态控制方法比较，该算法继承了独立模态控制方法中控制溢出小的优点，且该算法仅需要反馈模态位移信息，而独立模态控制则需要同时反馈模态位移和模态速度。 
独立模态控制参见文献：L.Merrovitch and H.Baruh，1982，Journal of Guidance and Control 5，“Control of self-adjoint distributed-parameter systems”，P59-66；独立模态正位反馈控制参见文献：C.J.GOH and TKCAUGHEY，1985，International Journal of Control，41，“On the stability problem caused by finite actuator dynamics in the collocated control of Iarge space structures”，787-802。 
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。 

Claims (7)

1.星上挠性振动的二元智能结构控制装置，其特征在于：包括若干个压电敏感器、若干根形状记忆合金丝和控制器，若干个压电敏感器通过电缆将感应到的电压传输到控制器，控制器将电压转换为形状记忆合金丝控制电流通过电缆传输到若干根形状记忆合金丝，控制形状记忆合金丝产生张力，来控制星上挠性振动。
2.根据权利要求1所述的星上挠性振动的二元智能结构控制装置，其特征在于：所述的压电敏感器安装在星上太阳翼结构表面上，安装位置处的模态应变大于a，a为预设的应变阈值。
3.根据权利要求1所述的星上挠性振动的二元智能结构控制装置，其特征在于：所述的形状记忆合金丝不少于2根，在星上太阳翼结构表面上均布，每根形状记忆合金丝的一端固定于太阳翼根部的连接架上，另一端的固定点为所控模态的最大可控度的位置处。
4.根据权利要求1所述的星上挠性振动的二元智能结构控制装置，其特征在于：所述的控制器采用PD控制算法、独立模态控制算法或独立模态正位反馈控制算法将压电敏感器感应到的电压转换为形状记忆合金丝的控制电流。
5.根据权利要求1所述的星上挠性振动的二元智能结构控制装置，其特征在于：所述的预设的应变阈值a为0.02。
6.利用权利要求1所述的星上挠性振动的二元智能结构控制装置的控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：
第一步，确定压电敏感器的安装位置，
A1.1、对太阳翼结构表面进行有限元分析，得到太阳翼在轨的挠性各阶模态应变分布；
A1.2、根据需要控制的模态，将模态应变大于设定的阈值的区域确定为压电敏感器的安装位置；
第二步，确定形状记忆合金丝的安装位置，
A2.1、形状记忆合金丝在太阳翼结构表面上均布；
A2.2、每根形状记忆合金丝的一端固定于太阳翼根部的连接架上；
A2.3、利用有限元分析计算，得到所要控制的模态可控度最大的位置，确定此位置为形状记忆合金丝的另一端的固定点；
第三步，在第一步和第二步确定的安装位置上安装压电敏感器和形状记忆合金丝，并将压电敏感器和形状记忆合金丝分别通过电缆与控制器连接；
第四步，压电敏感器将感应到的电压传输到控制器；
第五步，控制器利用PD控制算法、独立模态控制算法或独立模态正位反馈控制算法将压电敏感器感应到的电压转换为形状记忆合金丝的控制电流，通过控制电流驱动形状记忆合金丝产生张力，控制星上挠性振动。
7.根据权利要求6所述的星上挠性振动的二元智能结构控制方法，其特征在于：所述第二步形状记忆合金丝为双程形状记忆合金丝。
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