液浮陀螺仪浮子迟滞试验检测方法

由于液浮陀螺仪常规测试方法偏重于正常陀螺性能参数的测试以及试验条件脱离实际使用状态,常使存在缺陷的陀螺无法准确筛选出来.为了弥补液浮陀螺仪常规测试方法不足,提高陀螺仪的检测可靠性,在常规试验的基础上增加了浮子迟滞试验.对浮子迟滞试验检测技术从试验机理和技术实现上进行了较为详细的分析和研究.在力矩反馈测试系统反馈放大器的输入端施加高精度三角波信号,在陀螺仪浮子沿输出轴在选定的角度范围内周期性缓慢匀速摆动过程中完成了陀螺力矩、阻尼力矩、角弹性力矩、常值干扰力矩及摩擦型干扰力矩的检测.利用浮子迟滞试验技术在液浮陀螺仪多余物检测以及最佳工作温度优选方面取得了很好的实用效果,是提高陀螺仪性能检测可靠性和故障定位准确性的一种关键检测技术.     

基于扫频振动环境的燃气陀螺仪动态漂移控制技术

燃气陀螺仪是一种依靠火药燃气驱动的陀螺本体为机械框架式结构的惯性陀螺仪,它能够准确地测出弹体在飞行过程中随时间变化的姿态角,是弹体控制回路中的关键测量部件,其在不同振动环境中的漂移控制技术对制导武器弹体姿态的准确测量非常重要。本文利用欧拉方法,推导了陀螺仪的测量原理和漂移产生机理,分析了摩擦力矩、不平衡力矩,以及弹体环境施加的外力矩对陀螺漂移度的影响,并设计燃气陀螺仪的扫频振动试验找到陀螺对外加力矩的敏感频率。试验结果表明,在敏感频率400～800Hz范围内,通过改善弹体安装环境,可将陀螺仪漂移从大于3°减少至0.5°范围内。该方案具有较高的工程实用价值。     

外环干扰力矩对陀螺加速度计测试精度的影响

摆式积分陀螺加速度计的外环干扰力矩包括仪表外环轴的摩擦力矩和交叉轴加速度引起的交变力矩。作者分析了引起摆式积分陀螺加速度计外环干扰力矩的主要原因,提出一种在高精度三轴测试转台上分离摆式积分陀螺加速度计外环干扰力,测试摆式积分陀螺加速度计精度的试验方法。该试验采用三轴转台中环转动速度随动摆式积分陀螺加速度计外环进动角速度,同时摆式积分陀螺加速度计陀螺摆的输出轴在整个试验中保持水平,从而分离仪表外环干扰力的方案。通过对试验数据进行分析,得出外环干扰力的存在影响了摆式积分陀螺加速度计测试精度,为改善摆式陀螺加速度计工艺以提高摆式陀螺加速度计的测试精度提供了依据。     

基于位置信号的三浮陀螺仪有源磁悬浮干扰力矩补偿方法

针对高精度三浮陀螺采用有源磁悬浮之后带来新的干扰力矩问题,提出了基于位置信号的干扰力矩补偿法。对有源模式下径向元件电磁模型进行了分析,得出磁悬浮干扰的直接原因为同一坐标方向的两个极下磁场不对称,定、转子几何中心偏移越大这种不对称性也越大。建立了磁悬浮干扰力矩常值部分和随机部分与定中位置、定中精度的关系数学模型,在陀螺测试输出中对其进行补偿。多次实验表明,引入该补偿算法后陀螺固定位置随机漂移精度平均提高了33%~42%,同时也提高了磁悬浮的定中精度,证明此方法有效。     

基于复模态的控制力矩陀螺配置优化

由于陀螺耦合效应,系统动力学方程的特征值和特征向量皆为复数形式,不便于进行控制力矩陀螺的配置优化和控制律设计。本文基于复模态理论,构造出一种实数域上的伪模态矩阵,从而实现方程解耦。综合考虑结构模态、控制输入能量和传感器接收能量的复合优化准则,获得了控制力矩陀螺的最优配置。结果表明,采用线性二次型最优控制,能够快速将结构的响应振幅降至5%以内,验证了使用伪模态矩阵进行方程解耦的可行性及控制的有效性。     

控制力矩陀螺框架伺服系统的超低速测速方法

在超低转速下,有限的转速测量分辨率是影响控制力矩陀螺框架伺服系统控制性能的一个重要因素.在分析转速分辨率对超低速控制性能影响的基础上,提出了一种基于多周期后向差分的转速计算方法,可提高测速分辨率并保证测速带宽.针对后向差分带来的相位延迟会限制测速分辨率进一步提高的问题,在选取合适的差分周期基础上,采用Kalman预估器对框架转速进行预估,进一步提高了框架转速的测速分辨率及测速带宽.通过仿真表明,所提出的测速方法将转速分辨率提高了两个数量级,解决了框架伺服系统在超低转速下由于有限的转速测量分辨率造成的爬行现象.     

基于MSCMG大型遥感卫星高精度姿态控制方法

针对大力矩飞轮前馈和闭环反馈补偿复杂、对精度影响敏感性大的问题,提出了基于磁浮控制力矩陀螺闭环补偿的大型遥感卫星高精度姿态控制方法。该方法采用磁悬浮力矩陀螺为控制执行机构,通过变结构反馈补偿控制律设计,建立新的运动补偿控制系统,减小相机和卫星本体耦合效应。基于磁浮力矩陀螺力矩大、反向激励扰动小、精度高的特性,将其应用于对地遥感成像相机运动补偿控制系统中,仿真结果表明,与飞轮前馈补偿相比,姿态稳定度提高了一个数量级,有效提高空间大惯量卫星姿态控制的稳定度,提升相机对地成像质量;研究结果可为甚高精度卫星姿态控制与载荷运动补偿提供参考。     

三浮陀螺磁悬浮干扰力矩机理分析

在三浮陀螺磁悬浮的干扰力矩研究方面,详细分析了磁悬浮干扰力矩的产生机理,对机加和装配误差、磁性材料的不理想、调试过程等可能造成的磁悬浮干扰力矩进行了定性分析和定量计算,推导出干扰力矩的表达式,并通过组合加工的方法对磁悬浮干扰力矩的力臂加以控制。目前的加工水平可以达到:径向磁悬浮干扰力矩1×10~(-8) N×m,对应的陀螺漂移8.4×10~(-2)(°)/h,随机分量4.2×10~(-6)(°)/h;轴向磁悬浮干扰力矩2×10~(-10) N×m,对应的陀螺漂移1.7×10~(-3)(°)/h,随机分量为8.4×10~(-8)(°)/h。     

静电陀螺转子径向偏心干扰力矩分析

推导了静电陀螺仪转子径向偏心产生的静电场干扰力矩计算公式，计算分析了该干扰力矩产生的陀螺漂移，其结果对静电陀螺仪的设计与研制具有参考价值。     

液浮陀螺电磁场有限元分析

针对液浮陀螺的永磁陀螺电机漏磁场可能造成陀螺噪声大的问题,需首先搞清永磁陀螺电机的漏磁场量值及分布以及与之可能产生耦合力矩的力矩器端部漏磁的量值及分布。用有限元软件ANSYS对其内部主要电磁元件进行了三维有限元数值计算,得出这些元件的气隙磁密分布图和它们的漏磁形式及大小;分析得出陀螺电机的外圆柱面和力矩器端部存在着较大漏磁,两者存在着磁场的耦合作用。在设计中应对陀螺电机的外圆柱面和力矩器的端部施加磁屏蔽。     

Combined control of fast attitude maneuver and stabilization for large complex spacecraft

In remote sensing or laser communication space missions, spacecraft need fast maneuver and fast stabilization in order to accomplish agile imaging and attitude tracking tasks. However, fast attitude maneuvers can easily cause elastic deformations and vibrations in flexible appendages of the spacecraft. This paper focuses on this problem and deals with the combined control of fast attitude maneuver and sta- bilization for large complex spacecraft. The mathematical model of complex spacecraft with flexible appendages and momentum bias actuators on board is presented. Based on the plant model and combined with the feedback controller, modal parameters of the closed-loop system are calculated, and a multiple mode input shaper utilizing the modal information is designed to suppress vibrations. Aiming at reducing vibrations excited by attitude maneuver, a quintic polynomial form rotation path planning is proposed with constraints on the actuators and the angular velocity taken into account. Attitude maneuver simulation results of the control systems with input shaper or path planning in loop are sepa- rately analyzed, and based on the analysis, a combined control strategy is presented with both path planning and input shaper in loop. Simulation results show that the combined control strategy satisfies the complex spacecraft＇s require- ment of fast maneuver and stabilization with the actuators＇ torque limitation satisfied at the same time.     

航天器太阳帆板振动抑制的输入整形方法研究

利用输入整形与PD(比例微分)控制相结合的主动振动控制策略,在保证航天器完成三轴姿态机动的同时抑制太阳帆板的振动。首先,基于角动量定律和拉格朗日法建立了带挠性太阳帆板航天器的动力学模型。然后,在动力学模型的基础上,采用PD控制作为航天器三轴姿态机动的控制策略,利用挠性太阳帆板各阶模态的固有频率和阻尼比得到系统的输入整形器,对原始姿态机动的脉冲进行输入整形前馈控制,以抑制太阳帆板各阶模态的振动。仿真结果表明:两种输入整形方法均能抑制太阳帆板的振动,ZV(零残余振动)输入整形器简单且脉冲数量少,输入时间较短,但对于参数摄动以及输入的微小误差比较敏感,抑制振动的效果难以满足零残余振动的标准;ZVD(微分零残余振动)输入整形器脉冲数量较多,具有一定量的延时,但更为高效,鲁棒性强,能够极大地抑制挠性太阳帆板的残余振动,缩短航天器的机动稳定时间,且整个机动过程更加平稳。     

含间隙铰接的柔性航天器刚柔耦合动力学与控制研究

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙.铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响.针对这一问题,提出一种含间隙铰接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法.首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构动力学模型.然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学模型,采用Newmark算法对非线性动力学方程进行求解.基于压电纤维复合材料(macro fiber composite, MFC)驱动器构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律.分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用.最后采用MFC驱动器对航天器施加主动控制.结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于MFC的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结...     

DYNAMICS AND CONTROL OF RIGID-FLEXIBLE COUPLING FLEXIBLE SPACECRAFT WITH JOINT CLEARANCE1)

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙. 铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态 运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响. 针对这一问题, 提出一种含间隙铰 接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法. 首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构 动力学模型. 然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学 模型,采用 Newmark 算法对非线性动力学方程进行求解. 基于压电纤维复合材料 (macro fiber composite, MFC) 驱动器 构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律. 分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用. 最后采用 MFC 驱动器对航天器施加主动控制. 结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于 MFC 的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结构振动的协同控制,并缓解间隙对系统动态特性造成的影响.     

低轨纳卫星质量矩姿态控制技术研究

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.      

The output torque estimation of MCMG for agile satellites

Studied in this paper are the attitude control law design and the output torque estimation problem of micro control moment gyros （MCMGs） for the agile satellites executing rapid attitude maneuver mission. An algorithm is proposed for estimating the output torques and the gimbal angular rates of MCMGs, which can help engineers to choose reasonable size for actuators so that the cost of satellite can be decreased. According to some special maneuver missions, a numerical example of attitude control system for a small satellite with MCMGs in pyramid configuration is studied, and the simulation results validate the proposed estimation algorithm.     

Sliding mode maneuvering control and active vibration damping of three-axis stabilized flexible spacecraft with actuator dynamics

This paper presents a dual-stage control system design method for the three-axis-rotational maneuver control and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensor and actuator. In this design approach, the attitude control system and vibration suppression were designed separately using a lower order model. Based on the sliding mode control (SMC) theory, a discontinuous attitude control law in the form of the input voltage of the reaction wheel is derived to control the orientation of the spacecraft actuated by the reaction wheel, in which the reaction wheel dynamics is also considered from the real applications point of view. The asymptotic stability is shown using Lyapunov analysis. Furthermore, an adaptive version of the proposed attitude control law is also designed for adapting the unknown upper bounds of the lumped disturbance so that the limitation of knowing the bound of the disturbance in advance is released. In addition, the concept of varying the width of boundary layer instead of a fixed one is also employed to eliminate the chattering and improve the pointing precision as well. For actively suppressing the induced vibration, modal velocity feedback and strain rate feedback control methods are presented and compared by using piezoelectric materials as additional sensors and actuators bonded on the surface of the flexible appendages. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque and parameter uncertainty.     

飞轮控制航天器的自适应姿态跟踪

本文讨论飞轮控制航天器的姿态控制问题。由于航天器在运行过程中受各种复杂环境因素的影响，难以确定其动力学参数的准确值，因此姿态控制系统必须具有自适应能力，以适应不可预计的干扰和航天器自身参数的改变。文中基于滑模控制方法提出一种改进的自适应姿态控制规律，适用于有内扰动力短存在的航天器。此控制规律可在不须提供动力学参数的情况下，使飞轮控制航天器跟踪期望的姿态变化规律以实现姿态机动。利用Lyapunov直接方法证明了控制系统的渐近稳定性。对于受随机扰动力短作用的航天器姿态跟踪的时间历程进行了数值仿真，计算结果证实上述方法的有效性。     

带空间机械臂航天器姿态运动规划的数值算法研究

自由漂浮空间机械臂系统在无外力矩作用时,系统的动量矩守恒而成为非完整系统。利用这一特性本文研究了自由漂浮空间机械臂系统的三维姿态运动规划问题。导出带空间机械臂的航天器三维姿态运动数学模型,将系统的非完整运动规划问题转化为非线性系统最优控制问题,在最优控制中利用小波逼近控制输入规律,提出基于遗传算法的最优控制数值算法。通过数值仿真,表明该方法对带空间机械臂航天器系统的非完整姿态运动规划是有效的。     

Robust adaptive sliding mode attitude maneuvering and vibration damping of three-axis-stabilized flexible spacecraft with actuator saturation limits

This paper presents a dual-stage control system design method for flexible spacecraft attitude maneuvering control by use of on-off thrusters and active vibration suppression by embedded smart material as actuator. As a stepping stone, an adaptive sliding mode controller with the assumption of knowing the upper bounds of the lumped perturbation is designed that ensures exponential convergence or uniform ultimate boundedness (UUB) of the attitude control system in the presence of bounded parameter variation/disturbances and control input saturation as well. Then this adaptive controller is redesigned such that the need for knowing the upper bound in advance is eliminated. Lyapunov analysis shows that this modified adaptive controller can also guarantee the exponential convergence or UUB of the system. For actively suppressing the induced vibration, linear quadratic regulator (LQR) based positive position feedback control method is presented. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque/parameter uncertainty and saturation input.