劉宇飛，侯欣賓，王 立，周 璐

·柔性結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與應(yīng)用·

太空發(fā)電站大型柔性結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

劉宇飛，侯欣賓，王 立，周 璐

（錢(qián)學(xué)森空間技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，北京100094）

太空發(fā)電站作為千米級(jí)空間超大尺度柔性結(jié)構(gòu)，針對(duì)其超長(zhǎng)梁和膜結(jié)構(gòu)的三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制以及地球靜止軌道的定點(diǎn)運(yùn)行，設(shè)計(jì)了一套姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)。首先運(yùn)用等效簡(jiǎn)化的方法將主次桁架結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化，建立了簡(jiǎn)化模型，進(jìn)而利用簡(jiǎn)化模型的模態(tài)信息實(shí)現(xiàn)了多柔性體動(dòng)力學(xué)建模。分析了大尺度柔性結(jié)構(gòu)在姿態(tài)和軌道方面所受到的空間擾動(dòng)，主要包括太陽(yáng)光壓攝動(dòng)、重力梯度攝動(dòng)等因素，并據(jù)此設(shè)計(jì)了以電推進(jìn)器為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的三軸穩(wěn)定的姿態(tài)控制系統(tǒng)和分散式的軌道控制系統(tǒng)。仿真估算結(jié)果表明，控制系統(tǒng)能夠滿足姿態(tài)、軌道控制要求，但燃料消耗較大。

太空發(fā)電站；超大尺度柔性結(jié)構(gòu)；多柔性體動(dòng)力學(xué)；姿態(tài)軌道控制

1 引言

太空發(fā)電站是一種在空間將太陽(yáng)能進(jìn)行收集轉(zhuǎn)化，并通過(guò)無(wú)線方式傳輸至地面的空間系統(tǒng)［1?2］。為了實(shí)現(xiàn)高效、大功率的目的，結(jié)構(gòu)尺度一般在千米量級(jí)，重量在萬(wàn)噸量級(jí)?，F(xiàn)在國(guó)內(nèi)外已經(jīng)提出幾十種太空發(fā)電站概念構(gòu)想［3］，總的來(lái)說(shuō)可以分為兩大類：一類是非聚光式［4］，另一類是聚光式［5?7］。太空發(fā)電站為了實(shí)現(xiàn)其功能，一般選擇地球靜止軌道，姿態(tài)方面則需要太陽(yáng)電池陣對(duì)日定向，或者聚光系統(tǒng)對(duì)日定向，無(wú)線能量傳輸系統(tǒng)對(duì)地定向。由于太空發(fā)電站是常規(guī)衛(wèi)星規(guī)模的千倍以上，在設(shè)計(jì)其姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)時(shí)，需要針對(duì)柔性結(jié)構(gòu)特性和較大空間環(huán)境力矩等進(jìn)行考慮。常規(guī)衛(wèi)星集中式的控制方式也不再適用，需要考慮分散式的執(zhí)行機(jī)構(gòu)與敏感器布局。已有的太空發(fā)電站研究主要集中在方案設(shè)計(jì)層面，缺乏更細(xì)致的分析。

本文結(jié)合錢(qián)學(xué)森空間技術(shù)實(shí)驗(yàn)室研究團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)的非聚光式GW級(jí)太空發(fā)電站方案，分析其環(huán)境擾動(dòng)力矩，采用等效方法簡(jiǎn)化多柔體動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)計(jì)姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)超大尺度空間系統(tǒng)的三軸穩(wěn)定姿態(tài)控制和軌道保持。

2 非聚光式太空發(fā)電站

錢(qián)學(xué)森空間技術(shù)實(shí)驗(yàn)室提出的非聚光式GW級(jí)太空發(fā)電站方案如圖1所示。此方案采用一字形結(jié)構(gòu)，兩側(cè)為太陽(yáng)能電池陣，單個(gè)太陽(yáng)能電池陣面積為1 km，采用一字形，總面積為6 km2；中間為微波發(fā)射天線，直徑為1 km；太陽(yáng)能電池陣主桁架和子陣桁架都采用可展開(kāi)桁架結(jié)構(gòu)。太空發(fā)電站每一部分的質(zhì)量如表1所示。

表1 太空發(fā)電站幾何尺寸和質(zhì)量特性Table 1 The dimension and mass characteristics of the SSPS

根據(jù)表1數(shù)據(jù)，太空發(fā)電站的質(zhì)量為8? 67× 106kg，面質(zhì)比為0? 7826 m2／kg，光壓系數(shù)為0? 1。由于太陽(yáng)能電池陣需保證實(shí)時(shí)指向太陽(yáng)，故微波發(fā)射天線法向與太陽(yáng)能電池陣法向存在周期性變化的夾角。設(shè)定初始位置是指太陽(yáng)能電池陣和微波發(fā)射天線法向方向一致時(shí)的相對(duì)位置，按表2中設(shè)定工況可以得到太空發(fā)電站總慣量。

表2 太空發(fā)電站總慣量Table 2 The moment of inertia of the SSPS

可見(jiàn)，當(dāng)太陽(yáng)能電池陣的轉(zhuǎn)軸通過(guò)微波發(fā)射天線質(zhì)心并與微波發(fā)射天線主軸重合時(shí)，在太陽(yáng)能電池陣轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中太空發(fā)電站主慣量變化較小，但由于太陽(yáng)能電池陣與微波發(fā)射天線的主軸不重合，因此，太空發(fā)電站的慣量積不為零，且數(shù)值較大不能忽略。

3 太空發(fā)電站多柔體動(dòng)力學(xué)建模

太陽(yáng)能電池陣支撐結(jié)構(gòu)采用可展開(kāi)桁架結(jié)構(gòu)。電池陣和微波發(fā)射天線模型如圖2所示。由于太空發(fā)電站尺寸巨大且以可展開(kāi)式主、次桁架為主體結(jié)構(gòu)，因此在用有限元進(jìn)行超大部件結(jié)構(gòu)特性分析時(shí)，準(zhǔn)確模型單元節(jié)點(diǎn)過(guò)于龐大，存在構(gòu)造復(fù)雜、耗時(shí)較長(zhǎng)等不利因素，因此需要采用簡(jiǎn)化方法。通過(guò)將主次桁架結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為具有等效軸向剛度、等效彎曲剛度及等效剪切剛度的等效實(shí)腹梁、柱和支撐的方法，簡(jiǎn)化建模難度，從而可以利用簡(jiǎn)化模型的模態(tài)信息實(shí)現(xiàn)柔性體建模［8］。

用四邊形主桁架和三角形子桁架等效參數(shù)建立電池陣、天線陣等效模型，進(jìn)行自由模態(tài)分析，提取前7階振型頻率，電池陣結(jié)果如表3所示。

考慮剛?cè)狁詈闲?yīng)的影響，首先在柔性構(gòu)件上建立起一個(gè)浮動(dòng)坐標(biāo)系，將構(gòu)件的位形認(rèn)為是浮動(dòng)坐標(biāo)系大范圍的運(yùn)動(dòng)與相對(duì)于該坐標(biāo)系彈性變形的疊加，提出用大范圍浮動(dòng)系的剛體坐標(biāo)與柔性體的節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)（或模態(tài)坐標(biāo)）建立動(dòng)力學(xué)模型的方法，這種混合坐標(biāo)方法在工程上應(yīng)用比較廣泛［9］。具體柔性體建模流程如圖3所示。

表3 電池陣前7階振型頻率Table 3 The first seven order modal frequencies of thearray

建模過(guò)程主要包括：

1）剛性體模型建立（電池陣、天線）

太空發(fā)電站兩側(cè)為太陽(yáng)能電池陣，中間為微波發(fā)射天線，電池陣與微波發(fā)射天線之間通過(guò)單自由度剛性鉸接方式連接；電池陣與微波發(fā)射天線間存在30 m長(zhǎng)的剛性桿。

2）部件柔性信息加載

分別取剔除剛性模態(tài)后的6階模態(tài)，并在表面節(jié)點(diǎn)添加分布力，用以添加太陽(yáng)光壓。

3）添加干擾力矩

重力梯度力矩：以力矩形式分別加載到電池陣和微波發(fā)射天線質(zhì)心處。

太陽(yáng)光壓：以分布力形式均勻加載到電池陣模態(tài)中性文件各節(jié)點(diǎn)處。

4）設(shè)置測(cè)量位置，作為動(dòng)力學(xué)模型輸出

輸出量包括：天線對(duì)地定向三個(gè)軸向角度偏差、角速度偏差；電池陣轉(zhuǎn)動(dòng)角度、轉(zhuǎn)動(dòng)角速度；電池陣末端變形量；電池陣與微波發(fā)射天線鉸接關(guān)節(jié)處滾轉(zhuǎn)軸、偏航軸應(yīng)力。

5）設(shè)置動(dòng)力學(xué)模型輸入量

輸入量包括：電池陣和微波發(fā)射天線所受重力梯度力矩；電池陣對(duì)日定向電推力器推力；天線對(duì)地定向三軸電推力器推力。

4 太空發(fā)電站所受空間擾動(dòng)分析

4? 1 姿態(tài)擾動(dòng)

1）重力梯度力矩

當(dāng)航天器有小姿態(tài)角的情況下，重力梯度力矩可以簡(jiǎn)化為式（1）［10］：

式中：Tdgx、Tdgy、Tdgz分別代表滾轉(zhuǎn)軸、偏航軸和俯仰軸的重力梯度力矩分量，帶有角標(biāo)的I為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣中的各個(gè)分量，靜止軌道角速度為ωo＝7．29×10－5rad／s。由于天線對(duì)地定向姿態(tài)偏差較小，故給出滾轉(zhuǎn)角φ、俯仰角θ各1°時(shí)的重力梯度力矩為：Tdgx＝1? 23×104N·m，Tdgy＝214 N·m，Tdgz＝1? 1 N·m。

2）太陽(yáng)垂直照射下的光壓力矩

單個(gè)太陽(yáng)能電池陣受照面積S＝1000 m× 3000 m，反射系數(shù)ν取為0? 1，光壓常數(shù)P＝4．5× 10－6N／m2，則光壓力為Fr＝P（1＋ν）S＝14．85 N。光壓力矩Tdr＝Lr×Fr，太陽(yáng)光壓作用力臂Lr＝2030 m。表4為理想情況下給出的最大光壓力。

表4 太陽(yáng)垂直照射下單個(gè)太陽(yáng)能電池陣所受的光壓力Table 4 The solar radiation pressure force on array

當(dāng)太陽(yáng)帆板的結(jié)構(gòu)相對(duì)航天器質(zhì)心不對(duì)稱時(shí)，就會(huì)使得質(zhì)心與壓心存在偏差，從而產(chǎn)生附加力矩，表5所示為不同偏差所帶來(lái)的影響，此時(shí)太陽(yáng)光垂直照射太陽(yáng)能電池陣。

表5 天線和電池陣質(zhì)心存在偏差時(shí)產(chǎn)生的附加光壓力矩Table 5 Solar radiation torque on SSPS when center of mass of antenna and array has bias

由計(jì)算結(jié)果可知，太陽(yáng)光壓力矩對(duì)滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸的影響最大，微波發(fā)射天線對(duì)地定向控制受太陽(yáng)光壓力矩干擾。如果能在結(jié)構(gòu)上令太陽(yáng)能電池陣的轉(zhuǎn)軸通過(guò)太陽(yáng)能電池陣和微波發(fā)射天線的質(zhì)心和壓心，就可以減小太陽(yáng)能電池陣對(duì)日定向控制的干擾力矩，減少能量損耗。

4? 2 軌道擾動(dòng)

軌道受攝動(dòng)因素的影響會(huì)產(chǎn)生周期變化，主要考慮太陽(yáng)光壓攝動(dòng)，地球非球形攝動(dòng)和日月引力攝動(dòng)等三種主要因素。

從圖4可看出，當(dāng)太空發(fā)電站運(yùn)行大約2? 7天時(shí)，其經(jīng)度偏離定點(diǎn)經(jīng)度的度數(shù)已經(jīng)達(dá)到了0? 1°。圖5為一年中緯度變化趨勢(shì)，在45? 9天左右時(shí)緯度偏差達(dá)到了0? 1°，并且偏差仍會(huì)一直增加。

5 姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析

5? 1 控制力需求分析

對(duì)日定向時(shí)，由于太陽(yáng)能電池陣只有俯仰軸方向上的自由度，故對(duì)日定向姿態(tài)控制只對(duì)俯仰軸進(jìn)行控制?？刂屏刂饕糜诘窒芷谛灾亓μ荻攘丶俺Ｖ堤?yáng)光壓力矩，調(diào)整對(duì)日定向偏差產(chǎn)生的控制力矩較小。對(duì)地定向條件下，由于滾動(dòng)軸和偏航軸天線定向與電池陣耦合，且存在角度偏差后重力梯度力矩較大。具體控制力需求如表6所示。

表6 工作模式下姿態(tài)控制力矩需求Table 6 Demand of attitude control moment in working mode

5? 2 控制系統(tǒng)方案

1）電推力器配置

用于姿態(tài)保持和軌道保持的推力器配置及數(shù)量如表7和圖6所示。軌道東西向保持控制推力器和共用姿態(tài)偏航軸控制器加以控制。姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程主要負(fù)責(zé)將組裝完成的太空發(fā)電站轉(zhuǎn)移到工作狀態(tài)，最大控制力矩為3? 5×105N·m。偏航軸最大控制力矩為1? 4×105N·m?？刂普{(diào)節(jié)時(shí)間為2天。只有控制微波發(fā)射天線俯仰軸對(duì)地定向的6臺(tái)電推力器布置在微波發(fā)射天線上，其余皆布置在太陽(yáng)能電池陣上，并且對(duì)稱分布。

軌道控制中主要攝動(dòng)因素為地球扁率攝動(dòng)、太陽(yáng)光壓攝動(dòng)和日月引力攝動(dòng)。軌道保持控制主要分為南北控制和東西控制，南北控制主要通過(guò)軌道傾角控制實(shí)現(xiàn)，推力器分別布置在微波發(fā)射天線框架四周＃3、＃7、＃11、＃12位置；東西控制將推力器布置在＃11、＃12位置上。

表7 電推力器數(shù)量分布Table 7 Number and position of the electric thrusters

2）敏感器和系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)配置

太空發(fā)電站上配置中央系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，但是由于系統(tǒng)尺寸巨大，考慮到可靠性和布線上的方便，按照每平方公里布設(shè)一臺(tái)節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)，每個(gè)太陽(yáng)電池陣上共需布設(shè)3臺(tái)（互為備份），中央系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)布設(shè)于微波發(fā)射天線框架上，同時(shí)備份一臺(tái)。這樣整個(gè)太空發(fā)電站上共有2臺(tái)中央系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，6臺(tái)節(jié)點(diǎn)系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)。

姿態(tài)敏感器及測(cè)量裝置布置如下：

＃3：天線對(duì)地定向三軸角度、角速度測(cè)量；

＃7、＃9：電池陣1、2對(duì)日定向角度、角速度測(cè)量；關(guān)節(jié)滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸受力；

＃1、＃5：電池陣南北向末端滾轉(zhuǎn)軸方向和偏航軸方向柔性變形位移測(cè)量；

＃2、＃4、＃6、＃8：電池陣邊框偏航軸方向柔性變形位移測(cè)量。

單個(gè)電池陣上布置3組敏感器，即3組陀螺、6個(gè)星敏感器、3個(gè)0－1太陽(yáng)敏感器、3個(gè)數(shù)字太陽(yáng)敏感器、加速度計(jì)30個(gè)。微波發(fā)射天線上配置2套姿態(tài)敏感器，即2套陀螺、4個(gè)地球敏感器、4個(gè)星敏感器，其中一套備份或同時(shí)工作，加速度計(jì)8個(gè)，并在2個(gè)關(guān)節(jié)處各配置1個(gè)六維力傳感器用于測(cè)量關(guān)節(jié)應(yīng)力。

5? 3 控制系統(tǒng)建模和控制算法設(shè)計(jì)

1）撓性航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型如式（2）所示：

其中：

式中：Jx、Jy、Jz為航天器主軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；α為電站體坐標(biāo)系相對(duì)于軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)角向量，ω0為航天器的軌道角速度；腳標(biāo)sl、sr分別代表左側(cè)和右側(cè)太陽(yáng)帆板；η為太陽(yáng)帆板的振動(dòng)模態(tài)坐標(biāo)；F太陽(yáng)帆板與航天器本體的耦合作用矩陣；Tu、Td為作用在航天器本體上的控制力矩、重力梯度力矩；ξ為太陽(yáng)帆板的振動(dòng)阻尼；Ω為太陽(yáng)帆板的振動(dòng)頻率矩陣。

2）基于觀測(cè)器的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

適當(dāng)選取式（4）所示的狀態(tài)反饋控制律：

得到閉環(huán)系統(tǒng)如式（5）所示：

考慮到撓性部件的振動(dòng)模態(tài)坐標(biāo)的測(cè)量很難實(shí)現(xiàn)，本文設(shè)計(jì)了相應(yīng)的全維狀態(tài)觀測(cè)器來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)振動(dòng)模態(tài)坐標(biāo)的估計(jì)，給出了基于觀測(cè)器的狀態(tài)反饋控制系統(tǒng)，其閉環(huán)系統(tǒng)框圖如圖7所示。

3）軌道控制優(yōu)化方法——CW方程控制優(yōu)化

在CW坐標(biāo)系下的軌道攝動(dòng)方程［11］如式（6）所示：

為狀態(tài)變量。

為控制變量的變化矩陣，ω?為軌道角速度；BCW＝[O3×3I3×3]T為攝動(dòng)加速度的系數(shù)矩陣，ad為太空發(fā)電站在靜止軌道處受到的攝動(dòng)加速度。

根據(jù)上述的軌道動(dòng)力學(xué)模型，建立控制模型，令控制力為u(t)＝－KX，則施加控制力的軌道動(dòng)力學(xué)模型如（7）式所示：

則

5? 4 控制系統(tǒng)仿真結(jié)果分析

1）姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真結(jié)果

（1）電池陣姿態(tài)控制結(jié)果

仿真時(shí)間24小時(shí)，初始太陽(yáng)入射角偏差為1°，電池陣角速度初值為0? 0042°／s。目標(biāo)是使電池陣對(duì)日角度偏差收斂并穩(wěn)定在0°。

采用角速度誤差曲線描述角度變化（見(jiàn)圖8），圖中顯示控制系統(tǒng)使得電池陣角速度逐漸穩(wěn)定，并在期望角速度附近振蕩。

電池陣作為大型柔性附件，對(duì)于天線指向漂移及控制都帶來(lái)了一定的困難，可以從電池陣與天線陣連接關(guān)節(jié)受力中看到影響量級(jí)，從圖9中可以看出，關(guān)節(jié)偏航軸受到振幅為4 N的長(zhǎng)期振蕩影響，主要產(chǎn)生原因?yàn)殡姵仃嚨膶?duì)日跟蹤及推力器在電池陣邊框上的推力影響導(dǎo)致的電池陣的柔性振動(dòng)。

（2）天線陣姿態(tài)控制結(jié)果

對(duì)滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)方向分別設(shè)置1°偏差，初始姿態(tài)偏差角速度為0，進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整。

天線對(duì)地定向角速度曲線如圖10所示。從角速度曲線上可以看出，天線俯仰軸由于慣量較小，且不與電池陣耦合，角速度變化較快，且曲線平滑，未受到電池陣耦合作用影響，控制效果較好。

滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸由于電池陣柔性振動(dòng)影響存在角速度波動(dòng)，以滾轉(zhuǎn)軸為例，如圖11所示，角速度振動(dòng)周期與關(guān)節(jié)受力振動(dòng)周期一致，而關(guān)節(jié)受力由電池陣柔性振動(dòng)及對(duì)日定向姿態(tài)變化產(chǎn)生，從而印證電池陣柔性振動(dòng)對(duì)天線滾轉(zhuǎn)軸和偏航軸角速度振動(dòng)的直接影響。在控制穩(wěn)定階段，天線角速度在零附近振蕩，僅憑姿態(tài)控制無(wú)法抵消，需通過(guò)結(jié)構(gòu)抑振方法解決。

2）軌道控制仿真結(jié)果

為了將太空發(fā)電站星下點(diǎn)漂移范圍控制在東西南北各±0? 1°內(nèi)，需要將平經(jīng)度漂移量控制在±0? 1°以內(nèi)，軌道傾角控制在0? 1°以內(nèi)。以推力器數(shù)量、燃料消耗和軌道保持精度為優(yōu)化條件，設(shè)計(jì)了實(shí)際軌道保持控制器。僅考慮地球非球形引力攝動(dòng)、太陽(yáng)光壓攝動(dòng)和日月引力攝動(dòng)，且地球非球形引力攝動(dòng)中僅考慮J2和J22項(xiàng)。仿真時(shí)間為2030年1月1日—2030年1月30日，共30天，定點(diǎn)位置為118°E，在高斯攝動(dòng)方程基礎(chǔ)上，使用CW方程控制優(yōu)化方法［10］進(jìn)行軌道保持控制優(yōu)化，得到如圖12所示軌道保持控制曲線。

3）燃料消耗

電推力器按照1 N推力，5000 s比沖進(jìn)行考慮。對(duì)地定向姿態(tài)保持燃料消耗按照18臺(tái)推力器計(jì)算，初步估算有20%的時(shí)間需要進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，所需消耗推進(jìn)劑為2? 3 t／year。對(duì)日定向姿態(tài)保持需要長(zhǎng)期作用控制力，推進(jìn)劑消耗初步估算為2? 6 t／year。為了確保GEO軌道上的定點(diǎn)精度，燃料消耗全年約為25 t／year。具體如表8所示。

表8 電推力器燃料消耗Table 8 Fuel consumptionof the electric thrusters

6 結(jié)論

通過(guò)對(duì)建模方法、擾動(dòng)分析和控制方法的設(shè)計(jì)，完成了對(duì)千米、萬(wàn)噸級(jí)太空發(fā)電站姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，主要結(jié)論如下：

1）通過(guò)等效方法建立的大尺度結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化模型能夠用于太空發(fā)電站的動(dòng)力學(xué)建模中；

2）太空發(fā)電站姿態(tài)擾動(dòng)的主要影響是光壓力矩和重力梯度力矩，要特別考慮結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，以減少光壓力矩影響；

3）柔性振動(dòng)帶來(lái)的影響雖然存在，但是并不顯著，主要是由于太空發(fā)電站運(yùn)動(dòng)方式簡(jiǎn)單，運(yùn)動(dòng)角速度和控制推力均較?。?/p>

4）以電推進(jìn)器為執(zhí)行機(jī)構(gòu)開(kāi)展姿態(tài)軌道控制具有可行性。軌道控制所需燃料消耗達(dá)到25 t左右，需要進(jìn)一步提升推進(jìn)器比沖等性能指標(biāo)。

所設(shè)計(jì)的姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)雖然仿真結(jié)果能夠滿足要求，但是從推力器數(shù)量、燃料消耗等方面距離工程應(yīng)用還有差距，還需要從總體層面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，特別是在減重、結(jié)構(gòu)控制一體化等方面。在軌道控制方面需要降低控制精度要求以減少燃料消耗，可能的途徑是充分利用環(huán)境力和力矩，或者選取特殊的無(wú)控軌道等。

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（責(zé)任編輯：康金蘭）

Design of Control System for Huge Flexible Structures in Space Solar Power Station

LIU Yufei，HOU Xinbin，WANG Li，ZHOU Lu
（Qian Xuesen Laboratory of Space Technology，Beijing 100094，China）

The space solar power station（SSPS）is a thousand?meter scale huge flexible space structure．The attitude and orbit control system was designed for the space structure with super long beam structures and membrane structures．First，an equivalent method for the main and sub trusses was proposed to simplify the huge and complex structures．The modes of the simplified system were used for the flexible multi?body dynamics modeling．Then，the disturbance forces and torques brought by the space environment were analyzed including the gravity gradient torque and the solar pressure force and torque．To deal with the disturbance，the three?axis stabilized attitude control system and the distributed orbit control system were designed with the electrical propulsion as the ac?tuator．The simulation results showed that the control system was feasible，but the fuel consumption was huge．

space solar power station；huge flexible space structure；flexible multi body dynamics；attitude and orbit control

V448? 2

A

1674?5825（2017）04?0440?08

2017?03?03；

2017?06?28

工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金（GZ1613）

劉宇飛，男，博士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)樘瞻l(fā)電站、太陽(yáng)帆等空間薄膜航天器的設(shè)計(jì)與應(yīng)用。E?mail：liuyufei＠qxslab．cn