摘要：针对航天器在调姿或变轨过程中太阳翼长时间、低频振动引起航天器系统无法正常工作的问题,以太阳翼自身驱动机构为作动器,提供反馈控制力,进行振动抑制。在原理性研究的基础上,建立了贴近工程实际的真实尺寸太阳翼有限元模型,改进了控制算法,实现了太阳翼在振动控制结束后的正确复位,并利用动力学缩比模型对振动抑制方法的有效性开展了实验验证。结果表明：该方法不需引入额外的非有效载荷,能够在保证太阳翼不偏离目标位置的同时,有效抑制太阳翼的低频振动。

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