可抑制航天器轨控过程中太阳翼大幅振动的新型轨控方法研究

摘要

本文针对航天器在轨控过程中可能激起太阳翼等大型挠性部件的大幅振动的问题,借鉴输入成型法的设计思想结合被控对象的动力学特点,推导给出了两种新型的轨控策略,可在实现既定轨控任务的同时,显著消除轨控过程中的太阳翼变形幅度和振动幅度.该新型轨控策略可适用于任意轨控推力配置的系统.通过理论分析定量研究了所提方法对开关机时间误差的鲁棒性并通过数学仿真结果验证了该方法的有效性,研究表明相比传统轨控方法,采用本文给出的新型轨控方法可显著降低在轨控过程中的太阳翼的振动幅值,改善太阳翼与星体之间的相互作用力和作用力矩条件,有利于减少在轨控过程中太阳翼发生大幅振动折断的危险.