那 帅，朱春艳，彭福军，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;3.上海宇航系统工程研究所，上海 201108)

太阳翼为一端与航天器主体连接，另一端自由伸展的航天器能源采集组件，部分型号太阳翼的姿态调整由安装在根铰处的步进电机驱动。展开的太阳翼结构具有跨度大、厚度薄、刚度低、阻尼弱等特点，属柔性结构［1］，固有频率较低，而太空中几乎不存大气阻力，调姿激起的太阳翼残余振动很难自行衰减。该残余振动会影响航天器有效载荷的正常工作，降低其姿态稳定度与指向精度，缩短航天器及有效载荷的使用寿命。因此，采用被动或主动控制对调姿后太阳翼残余振动进行抑制非常必要。

传统的被动控制，如在太阳翼根部及表面加装阻尼材料或装置，结构简单、成本低。受结构质量、材料特性、空间环境等因素制约，减振效果不能满足对太阳翼振动控制的严格要求［2］。应用压电陶瓷、压电聚合物等压电材料为作动器主动控制技术发展迅速，控制效果显著［3-6］。然而，压电材料长时间暴露于太空强辐射及真空环境下的可靠性尚不清楚。同时，此类主动控制方案引进的作动器、相关控制配件及传感器元件会增加航天器的非有效载荷，对“能轻则轻”的航天器不利。对此，本文提出基于零位移输入整形技术(Zeroplacement Input Shaping Technique)对步进电机驱动太阳翼调姿残余振动抑制的前馈控制方案，以实现不增加航天器非有效载荷的同时大幅减小调姿激起的太阳翼残余振动［7-8］。……