كنترل ارتعاشات پنل هاي فضاپيماي انعطاف پذير با لحاظ ديناميك عملگر در مانور وضعيت

Vibration Suppression of a Maneuvering Flexible Spacecraft with Actuator Dynamic

اين مقاله به طراحي قانون كنترلي براي مانور وضعيت و كاهش ارتعاشات باقي مانده يك فضاپيماي انعطاف پذير مجهز به تراستر/چرخ عكس العملي و وصله هاي پيزوالكتريك پرداخته است. تئوري توسعه يافته مبتني بر طراحي تابع لياپانوف با لحاظ ديناميك چرخ عكس العملي براي كنترل مانور و حسگر/عملگرهاي پيزوالكتريك و استفاده از كنترلر فيدبك نرخ كرنش براي ارتعاشات باقي مانده پس از فاز دستيابي به زاويه مطلوب ارائه شده است. معادلات حركت سيستم با لحاظ ديناميك غيرخطي و كاملا كوپل جسم صلب-انعطاف پذير فضاپيماي در مانور تك محوره با پياده سازي روش مودهاي فرضي و اصل هميلتون استخراج شده است. پايداري كلي سيستم صلب–انعطافپذير شامل انرژي هاي هاب صلب، پنل هاي انعطاف پذير، وصله هاي پيزوالكتريك، چرخ عكس العملي و يك فنر پيچشي با به كارگيري ورودي هاي پيوسته (چرخ عكس العملي) و ناپيوسته كنترلي (تراستر با بكارگيري مدولاسيون پهنا-پالس/فركانس-پالس) اثبات و ارتعاشات باقي مانده به حداقل رسيده است. عملكرد سيستم كنترل توسعه يافته پيشنهادي در مقايسه با نمونه رايج آن و رويكرد كنترلي جانمايي قطب ها بررسي شده است. شبيه سازي هاي انجام شده براي يك مانور با زاويه بزرگ و كاهش قابل ملاحظه ارتعاشات ناشي از تحريك پنلهاي انعطافپذير بيانگر مزيت و كارايي روش پيشنهادي مي باشد.

This paper presents a study concerning active vibration control of a smart, flexible spacecraft during attitude maneuver using thrusters/ a reaction wheel and piezoelectric patches. The large-angle maneuver and residual vibration of the spacecraft are controlled utilizing an extended Lyapunov-based design (ELD) and strain rate feedback (SRF) theory. The single-axis fully coupled rigid-flexible dynamic of the system is derived applying a Lagrangian approach and Assumed Mode Method (AMM). The system's overall stability, including energetic terms covering a hub, two flexible appendages, PZT sensor/actuator, RW dynamics, and torsional spring, has been proved, and the control law has been derived accordingly. A pulse-width pulse-frequency (PWPF) modulation is used to alleviate the excitations of high-frequency flexible modes. However, due to the fast maneuver, there are still residual vibrations in the system. Hence, the SRF algorithm using PZT is applied to prepare further vibration suppression. The performance of the proposed extended controller is compared to the conventional Lyapunov and pole placement control algorithms. The numerical results for simultaneously large angle attitude and vibration control of a flexible spacecraft through a comparative study verify the merits of the proposed approach.