使用单框架控制力矩陀螺的空间站姿态控制系统建模与仿真

研究使用单框架控制力矩陀螺群 (SGCMGs)的空间站的姿态控制。完成空间站在轨三轴稳定飞行模式下的动力学和执行机构的建模。基于最小二乘意义下的伪逆原理设计了 SGCMGs的控制律。对于框架构形的隐奇异 ,采用零运动躲避的算法。同时建立了框架电机的动力学、干扰和控制器的仿真模型。提出了适合工程应用的SGCMGs构形显奇异和饱和奇异的工程性的判断条件及卸载方法。为了探讨伺服机构对系统响应特性的影响 ,进行了分系统级的仿真。仿真模型中包括了空间环境力矩、敏感器及姿态确定模型。仿真中使用了五棱锥构形的SGCMGs,这种构形具有好的冗余度和大的角动量包络。仿真结果验证了五棱锥构形

单框架控制力矩陀螺转子动不平衡对遥感卫星成像的影响

分析了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)转子在高速旋转时产生的动不平衡干扰力矩引起的星体颤振角和颤振角速度对TDI CCD相机成像的影响。通过坐标变换将转子坐标系下的干扰力矩转换至星体坐标系下的干扰力矩,将卫星姿态动力学方程计算出干扰力矩引起的星体颤振角位移和颤振角速度代入TDI CCD相机成像像移补偿模型;利用TDICCD相机像点与物点对应模型的仿真系统仿真了陀螺转子在不同转速下引起星体颤振角位移和角速度对相机成像的影响;最后,利用图像对比度和互相关相似性测度分析仿真成像质量。仿真显示:SGCMG转子在转速为3 000 r/min时,横向调制传递函数为0.997,图像互相关相似性测度为0.996 1;转速为6 000 r/min时,横向调制传递函数为0.928 3,图像互相关相似性测度为0.974 8。结果表明:SGCMG转子在高速旋转过程中引起的星体颤振角位移和角速度严重影响了TDI CCD相机的成像质量,应依据颤振的影响对SGCMG实施减震措施。

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究。推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型。设计调试了实物仿真系统。研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题。证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性。通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性。

单框架控制力矩陀螺的奇异分析及操纵律设计

通过对单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的奇异问题的分析,设计了一种新的伪逆解与零运动向量相结合的操纵律来回避SGCMGs的内部奇异点。首先通过绘制金字塔构型SGCMGs奇异角动量曲面及典型角动量切面对应的奇异度量极值曲面,研究了其奇异的几何特性。然后以缩小期望力矩与各SGCMG角动量的夹角为目的,给出了一种新的零运动向量构造方法用于操纵律的设计。该方法在全局范围内考虑,并未参考当前奇异度量值,故能有效地避免奇异度量局部极值所对应的内部显奇异点。最后将其与现有的几种操纵律进行了数学仿真对比,验证了其有效性及优越性。

大型航天器单框架控制力矩陀螺系统全物理仿真

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是一种重要的航天器动量交换装置。用SGCMG作姿控部件的大型航天器姿态控制/动量管理系统是我国未来航天器发展的一个重点研究问题。本文利用三轴全物理仿真气浮台作为控制对象,模拟航天器在外层空间所受扰动力矩很小的力学环境。把SGCMG姿态控制/动量管理系统置于气浮台上,组成与航天器控制系统相同的仿真回路,来研究其动力学、动量交换、动量耦合以及控制系统中尚不清楚的一些问题。实践证明该仿真系统能够很好模拟航天器的力学环境,为SGCMG系统的进一步研究打下了很好的基础。

采用单框架控制力矩陀螺群的卫星侧摆机动控制研究

研究使用单框架控制力矩陀螺群 (SGCMGs)进行卫星姿态侧摆机动控制。研究频繁机动情况下由五棱锥构形和金字塔构形陀螺群进行侧摆机动控制的可行性 ,并探讨陀螺群构形奇异的避免问题。针对不同的陀螺群构形设计了不同的控制律 ,并比较两种构形的控制特性的异同。仿真结果验证了使用SGCMGs实现侧摆机动控制的有效性。

具有单框架控制力矩陀螺航天器的建模及可控性分析

针对具有单框架控制力矩陀螺的航天器姿态控制问题,将航天器与控制力矩陀螺看作整体系统,应用Lagrangian方程与Hamiltonian方程建立系统在重力场中的数学模型。在考虑航天器短时间内大角度机动前提下,将系统在Lagrangian形式下的状态方程简化成仿射非线性形式,以控制力矩陀螺框架角速度为输入变量,回避控制力矩陀螺在奇异情况下对系统的影响。随后应用系统Hamiltonian形式的保体积性与非线性系统可控性定理证明该系统可控,且系统可控性不受单框架控制力矩陀螺群个数、构型、奇异问题的影响。系统在重力场中的数学模型与可控性结论为以后进一步研究航天器姿态控制方法,航天器系统稳定性问题提供了理论依据。

200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

控制力矩陀螺是一种用于大型航天器的大功率惯性执行机构,其热特性不仅是影响其自身工作性能的基本因素,也是整星热控设计需要考虑的重要因素。介绍了一种200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验及其试验结果。试验样机被设置了161个内、外测温点。在多种热真空条件下,样机运行至热稳定状态后,161个测温点的温度测量数据以及样机的工作性能数据被记录下来。由试验结果获得了样机运行在不同环境温度条件下的自身温度分布情况,测试数据表明样机性能未随环境温度条件的改变而表现出明显的变化。

单框架控制力矩陀螺的动力学分析

为了验证单框架控制力矩陀螺结构的可靠性,采用AutoCAD建立陀螺的三维几何模型,同时运用有限元法建立了动力学分析模型。在MSC.Nastran环境下,进行模态仿真,得到了力矩陀螺的前十阶固有频率和相应的振型。接着在模态分析、频率响应分析的基础上,进行了陀螺的随机响应分析,研究了单框架控制力矩陀螺的动力学性能。为陀螺结构的可靠性评估以及优化设计提供了理论参考依据。

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.

基于神经网络算法的单框架控制力矩陀螺系统复合控制

提出一种基于双神经网络的前馈-反馈控制系统,采集单框架控制力矩陀螺系统在不同条件下的运行数据并使用卡尔曼滤波处理,基于神经网络构建了涵盖控制通道与干扰通道信息的虚拟广义被控对象模型,由此设计了神经网络前馈补偿器。实现了前馈补偿器-原反馈控制器的复合控制系统,减少了传统的前馈-反馈复合控制需要精确地获取干扰通道信息的约束,能够克服单框架控制力矩陀螺系统存在的复杂干扰对控制性能的影响。仿真结果表明了方案能够提升系统稳态精度,减小稳态误差,改善控制动态性能。

单框架控制力矩陀螺系统的构型分析和对比研究

根据实际情况限定了大型航天器单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)构型分析研究的对象 ;根据构型分析的主要指标 ,对常用的双平行构型、三平行构型、金字塔构型、四棱锥构型、五面锥构型和五棱锥构型等六种构型进行了分析 ,对比了相互的优缺点 ,得出了最优构型为五棱锥构型的结论 。

一类单框架控制力矩陀螺系统奇点的有限性

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)是应用在航天器上的一类惯性执行机构 ,但当多个 SGCMG协调工作时 ,由多个 SGCMG组成的 SGCMG系统会出现奇异现象 ,不能产生所期望的控制力矩。为回避系统奇异 ,必须对 SGCMG系统的奇点在框架角空间中的分布作一定的了解。文章则针对框架轴非共面锥形对称安装的 SGCMG系统 ,证明了对于角动量空间中的任意一点 ,其对应的框架角空间中的奇点是有限的。

单框架控制力矩陀螺转子的稳速控制

为满足卫星姿态控制系统对单框架控制力矩陀螺(SGCMG)转子转速的动态以及稳态性能要求,提出了一种基于遗传算法拟双环-锁相环的双模控制方法,并在该方法中引入干扰力矩补偿控制,进而实现干扰情况下的稳速控制。为模拟电流环和转速环控制,利用遗传算法优化两组比例-积分(PI)参数组成参数可变的拟双环控制器,与锁相环组成双模控制可实现转速的快响应、低超调和高精度控制。针对SGCMG框架转动对转子转速产生扰动的问题,分析了扰动产生的原因,推导并结合实验数据得出了框架转速■与干扰力矩T_d的关系,在此基础上设计角速率前馈控制器,以力矩补偿的方式对干扰进行抑制。最终,转速波动可抑制到无补偿情况的15%,在期望转速4000 r/min的情况下,转速稳态误差小于0.045%。

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10^-4以内。

单框架控制力矩陀螺低速特性分析

单框架控制力矩陀螺是我国进行外层空间探索的关键技术,由于它输出力矩范围大,控制精度高,经常应用于大型机动卫星以及空间站的姿态调整中,单框架控制力矩陀螺对低速性能要求很高,研究了框架伺服系统的低速特性,主要包括摩擦力矩对伺服系统的影响.并且针对单框架控制力矩陀螺系统在位置环中进行了设计和仿真.实践证明该文讨论的设计方法的正确和有效.

单框架控制力矩陀螺群的奇异几何分析(英文)

使用几何方法对单框架控制力矩陀螺群(包括转子恒速的CSCMG和转子变速的VSCMG)的奇异性进行了分析。通过绘制CSCMG的奇异角动量超曲面,并标识隐奇异和显奇异在该曲面上对应的点,直观地表述了CSCMG的可操纵空间,得出星体三轴角动量可交换的具体范围。比较奇异角动量超曲面图,可以看出金字塔构型在角动量饱和包络面内部存在显奇异,而五棱锥构型的显奇异十分接近饱和包络面。文中分析了金字塔和五棱锥两种构型的CSCMG可能的退化隐奇异点,并给出了退化隐奇异点在奇异角动量超曲面上的具体位置及其高斯曲率特性。对集成的能量和姿态一体化控制系统(IPACS)可能出现的无法操纵的情况进行了补充分析,给出了使用VSCMG的IPACS不会出现操纵奇异的构型设计的充分条件。给出在某一瞬时能量下,VSCMG转子角速率范围有限制时的角动量包络图,从中得到CSCMG与VSCMG角动量体的变化和联系。

天宫一号目标飞行器用200Nms单框架控制力矩陀螺高速转子轴承组件的研制和应用

"天宫一号"是我国第一个目标飞行器和空间实验室,是我国载人航天工程的第二个重要阶段。控制力矩陀螺高速转子是"天宫一号"目标飞行器的关键姿态控制部件,直接影响到目标飞行器的运行姿态和对接状态。控制力矩陀螺具有输出力矩光滑、控制精度高和输出力矩大、动态响应快的特点。因此空间站和大型卫星广泛采用控制力矩陀螺来进行姿态控制,各国都在此领域投入了巨大的人力、物力。

天宫一号单框架控制力矩陀螺研制及长寿命转子轴系技术

单框架控制力矩陀螺是天宫一号目标飞行器的关键姿态控制执行部件.2011年9月,单框架控制力矩陀螺随天宫一号目标飞行器成功发射,在轨工作平稳、表现出色,圆满成功完成了天宫一号姿态控制、交会对接任务、组合体姿态控制等全部在轨任务,进入扩展任务阶段.本文介绍了单框架控制力矩陀螺的任务需求、设计方案,详细阐述了其关键技术——长寿命转子轴系技术的设计与验证情况.天宫一号单框架控制力矩陀螺实现了我国自主研发单框架控制力矩陀螺的首次在轨应用,其设计、研制及长寿命转子轴系技术的攻克与验证,对我国其他型号用单框架控制力矩陀螺设计与研制,具有重要的借鉴意义.

基于DSP的控制力矩陀螺框架数字伺服系统

提出了一种基于TMS320F2812的单框架控制力矩陀螺外框架全数字伺服系统,通过分析控制性能的要求,确定带有电流环、速度环和位置环的三环控制方案,通过对三环的作用进行研究,应用工程化的频域设计方法设计电流环和速度环,给出位置环数字PID控制的改进方案;系统实现了低速高精度稳速控制,与模拟系统相比,控制算法更加方便,大大降低了功耗;在不同速度范围内对三环控制进行仿真和样机调试,结果表明该系统能够很好地实现框架高精度控制。