金 珊, 郭延宁，李传江

(哈尔滨工业大学 航天学院·哈尔滨·150001)

0 引 言

随着航天任务需求增多，航天器功能扩展、平台增大，越来越多的航天器都附带挠性结构，且尺寸、规模逐渐增大，结构愈发复杂化。加拿大Radarsat-1卫星的SAR天线的展开长度约15m，太阳帆板的面积约25m2。美国的Lacross合成孔径雷达卫星，太阳能电池阵长达45.1m，最多可提供20kW的能量。2004年发射的Anik-F2卫星，其太阳能单翼长达20m，提供18kW的能量。仍在规划阶段的，如美国国防部ISAT项目中，涉及长度超过300m的展开式桁架结构。诸如此类的航天器在未来航天器中具有显著的发展趋势。

外太空复杂的环境干扰作用，航天器不断进行姿态机动或变轨，而挠性空间结构表现出低频振动、模态密集等非线性动力学特性，与本体强耦合，振动会严重干扰航天器本身的姿轨控制，不仅影响正常载荷任务的进行，更甚者会导致控制失效。改进控制方案，能够提高航天器的姿态跟踪精度、响应速度和系统稳定性，研究如何对大型挠性空间结构进行有效主动振动抑制问题具有实际工程意义。

调研国内外文献发现，对于普通带挠性附件的航天器控制国内外已经进行了大量理论研究和试验验证，取得众多研究成果。被动振动控制是比较容易实现的一类方法，成本较低，通常不需要额外能量，能保证系统稳定性。其主要实现是利用阻尼材料改变系统特性[1-2]，或在挠性结构上额外增加阻尼器等装置[3]。

挠性结构主动振动抑制有两种设计思路，一种是沿袭传统刚体航天器的振动控制，将挠性结构与中心体整合成一个全挠性系统进行控制方法研究[4-7]。……