朱春艳，邵济明，那 帅，唐国安，

（1.复旦大学 力学与工程科学系，上海 200433；2.上海市空间飞行器机构重点实验室，上海 201108）

航天器在轨运行时，温度、辐射等环境条件较为恶劣，对设备可靠性和重量指标要求很高。质轻、展开面积大导致太阳电池翼刚度较低，在调姿过程中易激起电池翼的残余振动，将对整星定位精度产生影响，甚至会给整星姿态控制带来扰动［1］，因此太阳电池翼调姿后残余振动的抑制是航天器设计中不容忽视的一个难点。变结构控制［2］方法对航天器姿态控制取得了很好的效果，但是不能快速消除小幅弹性振动。压电传感器/作动器控制［3-4］可以有效抑制小幅弹性振动，对提高航天器快速姿态机动和姿态跟踪的控制精度是至关重要的，近几年也得到了众多专家学者的重视，但是增加了非有效载荷的质量。

输入整形技术利用驱动机构现有的硬件、无需增加其他附件，只通过修改驱动指令就达到抑制振动的效果，特别符合航天器在轨运行时对可靠性和重量指标的要求。它是将参考指令与脉冲序列卷积生成的整形指令作为控制信号，以消除柔性系统残余振动的控制方法［5-7］。根据设计方法，可分为零位移法［8］、极不灵敏度法［9］、矢量图法［10］等；根据输入的数目可分为单输入整形器和多输入整形器［11］。自 Singer［5］着手研究零位移输入整形器，陆续有多位学者做了研究，取得了一定的成绩，但在国内这方面的研究及工程应用仍有欠缺。

本文研究输入整形技术在太阳电池翼调姿后残余振动抑制中的应用。……