郑照明月 程 伟

北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191

0 引 言

随着新一代航天器对能量需求的不断提高，卫星太阳翼的尺寸越来越大。但由于其阻尼弱、刚度低，对卫星姿态控制系统和太阳翼驱动机构(SADA)的稳定性提出了更高的要求[1-2]。由于步进电机具有定位精度高，无累计误差，驱动线路简单等优点[3]，以往SADA采用步进电机作为执行机构。但步进电机固有的脉冲激励，使SADA驱动太阳翼过程不断产生微振动，影响卫星稳定度。目前SADA采用永磁同步电机作为驱动装置，并通过微步驱动方法来驱动太阳翼[4]。永磁同步电机采用三环控制方法，控制参数选取不当易导致太阳翼转动失稳，同时在轨环境不存在空气阻力，太阳翼的低频结构振动难以衰减，并且会通过SADA与航天器本体发生耦合振动，影响有效载荷的成像精度[5]，甚至会导致卫星姿态失稳的故障[6]。因此需分析永磁同步电机SADA驱动柔性太阳翼的动力学模型，确定控制参数的选取方法，为航天器在轨稳定运行提供支撑。

太阳翼驱动系统包括执行机构和柔性太阳翼两个主要结构部件，其中柔性太阳翼旋转运动会导致刚体运动和柔性耦合，并且执行机构与柔性太阳翼直接的相互作用使系统具备机电耦合特点，所以对系统的建模和稳定性分析具有一定的复杂性。Iwata等[7]在研究中将太阳翼简化为刚性体，主要分析了执行机构的控制环节。Zhang等[8]将SADA简化为刚性连接，研究了柔性太阳翼的振动抑制。……