文 献 综 述
1. 课题研究的目的和意义
随着航天事业的发展，各种航天器承担的任务越来越多，使得航天器的规模越来越大，构型越来越复杂，许多航天器都带有许多大型附件，如大型太阳电池阵、大型抛物面天线和空间挠性机械臂等。同时由于运载能力的限制和经济上的考虑，要求航天器的质量尽可能的轻，使得这些大型附件不得不使用低刚度的轻质材料来制造。这些挠性附件质量小、刚度低、阻尼小，与卫星主体之间的动力学耦合较为复杂，使得现代航天器成为典型的挠性多体动力学系统。在这类航天器飞行和控制的过程中，作用在航天器上的控制力不仅调整了航天器本身的位置和姿态，而且也激励了挠性组件的各阶振动模态。
此外，外层空间中发生的流星雨、太阳风、温度差等，都可能成为引起这些柔性外伸结构剧烈振动的激励源。这类挠性构件的振动模态具有低频率、小阻尼的特点，一旦受到激励将产生大幅度长时间的自由振动。这种振动轻则影响影响航天器自身及所载精密仪器的正常工作，重则导致整个航天器的失稳。为了避免大幅度的振动，航天器的柔性外伸结构的展开过程竟然需要6到8小时，这种时间上的等待大大的降低了航天器的工作效率，等同于缩减了卫星的寿命。
挠性振动的另一类影响是引起不应有的碰撞，如交会对接过程中，两航天器接触的瞬间，因结构的振动可能使碰撞力增加或降低，碰撞力增加可能会引起强度或其他问题，而降低也能让锁紧机构工作不稳甚至失误。
由此可见，如果能通过合理的控制手段有效抑制大型挠性结构的振动，将提高航天器的工作效率与工作安全性，挠性结构的振动控制问题历来是航天器设计中的一个关键性问题。
2.挠性航天器振动控制研究的历史状况
抑制挠性系统残留振动的方法很多，根据是否需要外界能源可以分为被动控制方法和主动控制方法。根据是否需要外界能源可以分为被动控制方法和主动控制方法被动控制方法是通过选用各种耗能或储能材料，以及优化设计机械结构，达到降低柔性系统弹性变形、抑制残留振动的目的；主动控制方法是通过设计运动控制器，控制挠性系统的动态响应，达到抑制残留振动的目的。
1、被动控制方法
