朱津津[1]2016年在《应用控制力矩陀螺的卫星姿态控制研究》文中进行了进一步梳理随着高精度对地光学遥感、观测卫星在科研、商业及军事等方面广泛的应用,卫星的结构越来越复杂,传统的角动量交换执行机构(如飞轮)和不能精确输出连续力矩的喷气式推力器难以满足上述需求,挠性附件的振动问题以及附件转动时所带来的影响必须予以足够的重视。单框架控制力矩陀螺以其简单可靠的物理结构、极大的力矩放大能力,成为卫星理想的执行机构,但其固有的奇异问题对其应用造成了一定影响。因此,本文对应用控制力矩陀螺的卫星姿态控制问题进行了较为深入的研究,主要研究内容如下:首先对单个控制力矩陀螺基本原理进行了详细介绍,对控制力矩陀螺的常见构型进行了简要分析,并确定金字塔构型的控制力矩陀螺作为下章操纵律设计的基础,五棱锥构型的控制力矩陀螺因其良好构型特性,作为工程应用的最佳构型。阐述了控制力矩陀螺奇异产生的原理及奇异的分类,作为设计操纵律必须参考的标准。给出了卫星姿态描述各个坐标系的定义,把四元数作为本文卫星姿态描述参数并进行了简化。建立了控制力矩陀螺作为执行机构的挠性卫星姿态运动学模型,四元数运动学模型和挠性姿态动力学合在一起就构成了本文的挠性卫星姿态运动模型。其次,基于最优思想得到新的具有一般性的操纵律形式,可以衍生出多种实用的操纵律,根据不同初始框架角在操纵律中对控制力矩陀螺的动态影响的不同,设计了一种求取初始最优框架角的方法,保证在控制力矩陀螺运行中能最大限度的远离奇异。设计了一种新型操纵律即反馈奇异回避操纵律,对回避奇异具有一定作用。提出一种双混合操纵律,在控制力矩陀螺远离奇异的同时精确输出力矩,接近奇异时,又能使控制力矩陀螺逃离奇异,给实际工程中不同操纵律的混合应用带来极大便利。最后,针对挠性卫星在轨飞行时,受到未建模动态、模型参数不确定和外干扰力矩的影响,设计了一种带非线性干扰观测器的滑模变结构控制算法和带非线性干扰观测器的反步控制算法,更便于卫星在轨飞行的工程应用。两种控制算法均具有机动速度快、结构简单、物理意义明确、参数便于调节等优点。在Matlab/Simulink环境下,以统一的背景对两种控制算法进行了多组仿真,仿真结果验证了算法的有效性和可靠性。
刘付成[2]2004年在《控制力矩陀螺在卫星控制系统中的应用》文中研究指明随着我国空间技术的发展,要求卫星具备的功能越来越多,同时对卫星指向精度和姿态稳定度也提出了越来越高的要求。因此研制高精度、高稳定度的大型卫星是当前一个重要的方向之一。控制系统是卫星关键分系统。纵观国外卫星的发展,大型卫星控制系统通常采用的执行机构是控制力矩陀螺(CMG)。控制力矩陀螺系统不同于传统的飞轮系统,存在奇异问题。因此控制力矩陀螺系统理论研究工作主要集中在控制力矩陀螺如何避免奇异的控制律问题的研究上。本文正是针对控制力矩陀螺在大型卫星应用的几个关键问题而开展研究,为控制力矩陀螺工程应用提供依据。 1) 论文针对一类刚体卫星利用欧拉角法和四元数法进行了建模,给出了这类卫星的控制模型,并针对控制模型进行了零动量卫星姿态控制律的研究,给出了基于工程上成功应用的PID控制律。详细推导了空间干扰力矩-气动力矩的计算模型。 2) 对单框架控制力矩陀螺的构形进行了研究,通过仿真计算给出了各种常见构形的性能比较,认为五棱锥构形的控制力矩陀螺群从构形效益、失效效益、可控效益和奇点损失率等指标综合考虑,是卫星控制系统工程应用最优的方案。 3) 重点对基于零运动添加的控制律进行了研究,详细推导了基于零运动添加控制律的模型,考虑到框架伺服系统的动态特性,推导了框架驱动系统动力学模型和控制律。 4) 基于以上的工作基础,对大型卫星沿滚动轴侧摆机动进行了仿真研究。基于五棱锥构形和金字塔构形两种构形采用零运动添加的方法研究了两种不同质量的卫星(6吨、9吨)的控制情况,表明五棱锥构形的控制力矩陀螺系统能够满足任务要求,姿态稳定度1×10~4°/s,指向精度0.1°。而金字塔构形可以满足6吨卫星侧摆,但不能满足9吨卫星的侧摆要求,在第二次侧摆时出现了奇异。 5) 论文还对控制力矩陀螺系统仿真技术进行了研究,给出了物理仿真的方案,这对验证理论工作的正确性和工程应用都是有着非常重要的作用。
孙向宇[3]2012年在《基于控制力矩陀螺的侦察卫星快速姿态机动控制研究》文中进行了进一步梳理本文以大型甚高分辨率侦察卫星为研究对象，考虑其它执行机构在输出力矩和使用寿命的局限性，设计了以控制力矩陀螺为主要执行机构的控制方案，旨在使大型侦察卫星实现快速、稳定、长寿命的机动控制。本文以拉格朗日方法建立了带有控制力矩陀螺的侦察卫星模型。对于严重影响控制力矩陀螺工作的奇异问题进行探究，分析模拟了常见的几种操纵律，给出它们实际克服奇异的效果。综合考虑本文研究的需要，采用基于鲁棒逆操纵律作为基本规避奇异方法，同时提出了一种基于变速控制力矩陀螺的多模式切换控制算法。在有效合理避免陀螺输出力矩饱和奇异的前提下，保证陀螺可变速转子能量、转速都能在某稳定状态平衡，从而使得整个框架构型包络合理，便于精确输出力矩从而实现卫星快速姿态机动控制。传统的控制器具有容易实现、工作稳定等优点，但对于大型侦察卫星要实现快速机动，一般控制器能力很局限。本文根据滑模变结构控制理论，结合大型侦察卫星模型，设计滑模变结构控制器对姿态偏差进行控制，进一步提高姿态机动速度。为了减少太阳翼的振动对机动过程的影响，本文采用分布式压电元件作为作动器，根据振动方程设计了应变速率反馈式振动主动抑制控制器。整个控制系统通过仿真验证，结果表明这套控制方案可满足大型侦察卫星快速姿态机动需要。
苏中华[4]2013年在《敏捷卫星推扫模式姿态规划与控制方法研究》文中指出敏捷卫星推扫模式是一种复杂但应用前景非常广泛的工作模式,能够实现对于任意地表轨迹的连续成像。该技术对于切换过程中的姿态控制和成像过程中的姿态控制有多种复杂要求。同时,对于复杂姿态机动中的机动速度、姿态指向精度、姿态角速度精度有很高的要求。论文针对上述问题开展了相应的姿态机动控制策略与算法研究,充分发掘提供姿态机动能力和姿态机动过程控制精度的方法,识别出影响姿态机动能力和姿态机动过程控制精度的重要设计要素,以支持敏捷平台的优化设计。论文的主要工作如下:首先,建立了敏捷卫星姿态控制系统相关数学模型,主要包括:定义了卫星姿态控制系统常用坐标系,姿态描述方法及其转换关系,建立了姿态运动学模型,刚体动力学模型,挠性动力学模型以及卫星姿态滑模变结构控制的基本原理。其次,对推扫模式的姿态规划问题进行了描述,对推扫成像模式下的切换过程中挠性附件振动对姿态指向精度和稳定度的影响进行了分析,针对激发挠性振动的主要因素机动角加速度ω不为零的情况,规划了合理的姿态机动路径来抑制挠性振动,在目前姿态机动路径的研究基础上,设计了加速段、减速段非对称式的姿态路径,建立了关于路径参数的优化模型,利用优化算法求取最佳机动路径,仿真结果表明所设计的正弦型角加加速度姿态路径对挠性附件振动有较好的抑制作用;建立了推扫模式成像过程中摄影地速模型和积分时间模型,以速高比恒定为前提设计了成像过程中的姿态机动路径,实验结果表明以速高比为指导的姿态路径可有效降低成像过程中积分时间的频繁调整。再次,对推扫模式的姿态确定问题进行了描述,给出敏捷卫星姿态机动时“陀螺+星敏感器”联合定姿原理,建立了陀螺测量模型,在分析了星体角速度对CCD散焦成像影响的前提下,推导了姿态大角度快速机动下的星敏感器测量模型,建立了状态方程和测量方程并对其线性化,应用扩展式卡尔曼滤波(EKF:Extended Kalman Filter)进行数据处理并对其精度进行分析,针对EKF算法中存在的系统噪声统计特性未知和非线性很强时系统误差较大的问题,改进了 EKF算法,通过噪声观测器对系统噪声和测量噪声进行实时估计,对观测矩阵h(Xk)的迭代运算,实时计算雅克比阵,保证估计值和观测值的较高吻合度,仿真验证了该算法在姿态大角度机动情况下的有效性,满足敏捷卫星推扫模式对姿态精度和稳定度的要求。最后,对推扫模式的姿态控制问题进行了描述,给出典型执行机构单框架控制力矩陀螺(SGCMG:Single Gimbal Control Moment Gyroscope)的工作原理、构形类别,对五棱锥构形SGCMGs进行了奇异分析,选取带零运动的伪逆操纵律对SGCMGs构形奇异进行回避,利用输入成形和滑模变结构相结合的复合控制方法实现推扫模式切换过程中的高精度控制,针对传统输入成形对闭环内扰动过于敏感的问题,设计了内闭环一阶鲁棒输入成形器来抑制挠性附件因姿态机动而激发的振动,采用滑模变结构对姿态规划路径进行精确跟踪;同时,为保证推扫模式成像过程中对成像目标的有效捕获,对成像过程中星下点速度与推扫速度方向不一致时产生的偏流角进行了分析,通过姿态的偏航补偿实现对偏流角的修正控制,合理控制像移,满足成像的高精度要求。仿真结果表明,所设计的控制器能够有效解决相应的实际问题,验证了所设计控制策略的有效性及合理性。
杜丽敏[5]2012年在《基于力矩陀螺的高分敏捷小卫星姿态机动控制研究》文中认为高分敏捷小卫星需要卫星平台具备大角度快速机动能力和机动之后的高稳定控制能力。单框架控制力矩陀螺(SGCMG)由于机械结构简单和输出力矩大等优点，成为未来敏捷小卫星姿态机动首选的执行机构。本文针对影响基于SGCMG的对地观测高分敏捷小卫星姿态机动控制性能的主要因素进行了详细的分析，提出了有效可行的姿态机动控制方案。首先，总结了描述卫星姿态的欧拉角及四元数描述方法；介绍了金字塔构型的控制力矩陀螺群(SGCMGs)工作机理；建立了SGCMGs作为执行机构的小卫星动力学模型和运动学模型；并对近地轨道小卫星受到的主要干扰力矩进行了分析。其次，研究了SGCMGs作为姿态执行机构的高分敏捷小卫星的大角度机动和高精度稳态控制问题。借鉴自抗扰理论(ADRC)，提出了基于非线性扩张状态观测器(NESO)的非线性四元数误差反馈控制方案，在卫星控制系统内环加入非线性扩张状态观测器(NESO)，实现了对卫星动力学的耦合扰动进行解耦及对于外部扰动等的观测，采用非线性组合函数作为姿态反馈控制器更加有效的抑制了干扰，仿真验证了该方案较好的稳态控制性能。然后，考虑基于NESO的非线性四元数误差反馈控制器存在参数众多不易调节等问题，提出了基于线性扩张状态观测器(LESO)的线性四元数误差反馈控制算法，减小了控制器参数整定难度和简化了系统设计。相比于传统的PD机动控制方案，具备更高的稳态控制性能。这一研究成果为高分辨率敏捷小卫星大角度高精度姿态控制提出了一个简单可行的方案。再次，为进一步提高小卫星的快速机动性能，研究了基于SGCMGs的高分敏捷小卫星的快速机动问题。通过深入分析滑模变结构(SMC)控制原理，提出了基于准滑模的四元数误差反馈控制方案，有效的削弱了一般滑模控制系统中的抖振问题，实现了小卫星的快速机动。但是考虑基于准滑模的控制系统在有扰动的时候，存在稳态误差，为进一步提高控制系统的稳态性能，提出了基于LESO的准滑模姿态控制算法，实现了高分敏捷小卫星的大角度快速机动及机动之后的高精度控制。最后，以哑铃型叁轴气浮台为全物理仿真平台，对基于LESO的四元数误差反馈控制系统进行了30°大角度机动仿真实验。从仿真结果可以看到LESO对于卫星动力学耦合扰动及外部扰动等具有较强的扰动观测能力，基于LESO的四元数误差反馈控制系统比传统经典PD控制系统具有更高的稳态控制性能，实现了姿态指向精度优于0.05°(3σ)，姿态稳定度优于0.006°/s(3σ)的高精度控制；另外，本次仿真实现了单轴3°/s的平均机动速度。这一研究成果，对实现小卫星大角度姿态机动和高精度稳态控制具有很高的应用价值。
谢亚恩[6]2015年在《敏捷卫星姿态控制系统容错控制研究》文中研究指明敏捷卫星姿态控制系统贯穿于卫星任务整个过程,是卫星系统的重要组成部分,特别是姿态容错控制系统,直接决定了敏捷卫星的性能。对传统的姿态控制系统、控制器和分配算法进行改进,设计了卫星姿态容错控制算法,能够实现敏捷卫星姿态控制、准确输出作用力矩,达到故障情况下卫星姿态的快速机动和高精度稳定的目的。本文对敏捷卫星姿态容错控制系统进行了深入研究,重点解决了敏捷卫星姿态控制系统的建模问题、敏捷卫星姿态容错控制器设计问题、敏捷卫星典型执行机构配置的控制分配算法设计问题,具体工作如下:针对卫星姿态建模问题,对卫星姿态误差和卫星姿态控制系统故障进行研究分析,推导了卫星姿态动力学模型,包括卫星姿态误差动力学模型,卫星姿态故障动力学模型。针对轮控卫星飞轮故障、敏捷卫星执行机构故障、敏感器故障、执行机构和敏感器同时故障设计了相应的容错控制器,实现了卫星控制系统在故障情况下的短时间姿态快速机动、该精度姿态稳定的控制。并从理论和仿真结合的角度验证了控制器的稳定性。针对同类执行机构和异类执行机构的典型配置方案,设计了相应的控制分配算法,实现了控制器输出力矩的合理分配,保证了敏捷卫星姿态控制系统的力矩输出,避免了执行机构进入奇异,以及在执行机构在奇异面内时能够实现奇异面逃离,好的执行机构控制分配算法能够在一定程度上降低敏捷卫星姿态控制系统的故障概率。并用数学仿真验证了控制分配算法的有效性。最后编写了敏捷卫星姿态容错控制软件系统,根据姿态控制系统的工作流程,设计了软件结构框图,并设计了软件流程图和数据流,验证了整个卫星姿态容错控制系统的正确性和有效性。
张寒冰[7]2017年在《晃动与微振动全物理仿真试验系统研究》文中进行了进一步梳理在如今科技飞速发展的时代,航天技术更是作为各个国家都在致力发展的顶尖科学技术,航天技术是一个国家硬实力的综合象征,因此各个国家也都投入了很大的精力在航天技术的发展上。在航天技术中,由于会不可避免的受到各种因素的干扰,需要进行物理仿真了解干扰因素的影响。本文设计并实现了基于晃动与微振动的全物理仿真试验系统。首先,介绍了国内外的航天器的研究现状,并且分析了在当今时代主要应用的几种仿真试验的方法,接着分析了不同的仿真方法的优点和缺点,最终得出了全物理仿真的优点;然后介绍了在航天器中应用的几种主要的力矩输出的机构,分析了每种执行机构的优缺点,为后面方案设计打下基础。其次,针对晃动与微振动全物理仿真试验系统的任务需求,将控制系统分成了四部分,然后针对每个部分的具体指标和要求提出了相应的设计方案。大力矩生成器使用单框架控制力矩陀螺来输出力矩,微振动生成器采用音圈摆动电机,高速通信模块采用TPLink公司的无线通信模块,在这基础之上对照系统的指标要求进行了相应的指标验证。再次,分析了单框架控制力矩陀螺的力矩输出原理,并对陀螺群的构形问题进行了概述,分析了陀螺群力矩输出的工作原理,然后重点分析了常见构形的基本结构、角动量的表达式以及安装矩阵,接着对陀螺群奇异问题进行了综述,重点对4个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)和5个SGCMG奇异面进行了分析,然后对不同的空间布局实现了对比,分析各种构形的优点和缺点。接着分析了陀螺群常用的操纵律的控制算法,解算出了每个陀螺的角速度的表达式,然后针对每种控制算法进行了仿真实验,对角动量、角速度、角度、奇异度量进行了分析,比较每种仿真算法的实际仿真效果,从而针对火星环绕器进行选择。最后,针对整个控制系统进行了整体的硬件实现,详细的分析了每个部分之间的相互关系以及信号走向,接着进行了整体的软件实现,并且针对陀螺分系统的控制算法进行了详细的介绍,然后对陀螺分系统的控制器硬件实现进行了概述,并且完成了陀螺群(CMGs)控制算法的综合实现,在simulink中对实际效果完成了高质量的检验。
刘付成, 夏永江[8]2004年在《卫星用惯性技术发展动态、发展趋势》文中提出1 引言惯性器件是陀螺和加速度计以及由它们组成的惯性测量装置和系统的总称。它们主要用于测量载体相对于惯性空间的角运动和线运动,是运动载体的核心信息源。惯性器件的设计、生产、试验、装备以及应用技术统称为惯性技术。惯性技术是军事现代化的关键,这是世界公认的尖端军事技术之一。惯性器件以其全自主、短期精度高、实时性好等优点在航空、航天、航海、陆地导航等领域得到了广泛地应用,在现代化高技术武器装备中,充分地显示出了特有的优势。惯性技术作为综合作战能力的重要支撑技术,显然是不可取代的,这样也确立了它在未来战争中的重要地位。
程国栋[9]2014年在《应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态机动控制研究》文中研究表明随着高精度对地光学遥感、观测卫星在科研、商业及军事等方面广泛的应用，要求卫星具有灵活的成像模式、较强的机动性能及敏捷性、高精度高稳定度的姿态控制能力，传统的角动量交换执行机构(如飞轮)和不能精确输出连续力矩的喷气式推力器难以满足上述需求，复杂的控制算法也不利于实现姿态机动的快速性。单框架控制力矩陀螺以其简单可靠的物理结构、极大的力矩放大能力，成为敏捷卫星理想的执行机构，但其固有的奇异问题对其应用造成了一定影响。因此，本文对应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态机动控制问题进行了较为深入的研究，主要研究内容如下：首先，为便于后续研究和设计，详细地阐明了控制力矩陀螺工作原理、常见构型并建立了其数学模型。定义了所需的坐标系，总结了欧拉角和四元数等姿态描述参数的特点以及换算关系，并建立了应用控制力矩陀螺的刚体卫星姿态运动学和姿态动力学模型。其次，在结合物理意义及数学模型角度详细地分析了控制力矩陀螺奇异原理、奇异类型的基础上，分析对比了多种典型构型的构型指标，确定了本文选用的控制力矩陀螺构型，即以金字塔构型完成对操纵律的分析和设计，以五棱锥构型完成姿态机动控制算法的仿真。针对上述两种构型，基于数值法详细地绘制了各类奇异面(尤其是显奇异)及奇异剖面。基于最优思想，提出了一种新的设计思路，得到新的具有一般性的操纵律形式，可以衍生出多种实用的操纵律，给实际工程中不同操纵律的混合应用带来极大便利。最后，为了便于描述敏捷卫星沿不同矢量的姿态机动角速度及角加速度约束，定义了一种新型范数。基于该范数及最优控制理论，在不考虑干扰的情况下，设计了一种新型准时间最优控制算法(基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性)，改进了递阶饱和PID控制算法，两种控制算法均具有机动速度快、结构简单、物理意义明确、参数便于调节等优点。在Matlab/Simulink环境下，以统一的背景对两种控制算法进行了多组仿真，仿真结果验证了算法的有效性和可靠性。
马玉海[10]2012年在《应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态跟踪控制研究》文中研究表明对于低轨高分辨率对地观测卫星，其高精度的光学载荷视野往往都较小，其工作效能依赖于将视线快速重定向的能力。与驱动载荷光轴摆动相比，控制整星重定向更为可靠，精度更高。敏捷卫星应用于观测任务的核心价值在于能够工作于不同的观测模式，通过姿态的快速调整扩大观测的范围。要实现灵活的工作模式，必须解决与之密切相关的轨迹规划，姿态确定以及姿态机动、跟踪控制问题。为满足任务需求，敏捷卫星宜采用单框架控制力矩陀螺群作为执行机构。本文旨在研究敏捷卫星姿态控制中单框架控制力矩陀螺群的奇异性以及卫星对预设轨迹的跟踪问题。首先，对刚体卫星姿态运动及常速控制力矩陀螺进行了动力学建模，分析了其力矩输出方式的特点，并在一系列简化条件下给出了常速控制力矩陀螺群的力矩输出方程，继而相对于系统公共质心建立了整星的姿态动力学方程。其次，针对力矩输出方程描述了操纵奇异性问题并分析了奇异性的种类，讨论了零运动及其存在条件。在角动量空间中对奇异性进行了几何解释，并讨论了框架构型对奇异性的影响。给出了几种形式的奇异性度量函数及其数值、梯度变化同奇异性的关系。然后，对单框架控制力矩陀螺群操纵律的机理进行了分析和对比，并利用奇异值分解的数学方法对鲁棒伪逆类操纵律进行了分析，对其误差上限进行了估计。介绍了框架角约束操纵律的原理，并针对屋顶构型进行了奇异性分析，提出了一种新的操纵律设计思路。通过仿真验证对比了几种构型及操纵律的开环力矩输出效果。最后，为实现敏捷卫星的多种观测模式，研究了对于任意已知叁维轨迹的姿态跟踪控制问题。利用已知的叁维轨迹及卫星轨道信息，描述了空间运动目标同敏捷卫星的相对运动关系。推导目标相对于星体的姿态四元数，继而求取了偏差姿态及姿态角速度，并针对中心天体遮挡视线的问题，分析了目标对卫星的可见性。以SGCMG群为执行机构，设计了递阶饱和控制律，实现了对已知叁维轨迹的姿态跟踪控制，并进行了数值仿真验证。
参考文献：
[1]. 应用控制力矩陀螺的卫星姿态控制研究[D]. 朱津津. 哈尔滨工业大学. 2016
[2]. 控制力矩陀螺在卫星控制系统中的应用[D]. 刘付成. 国防科学技术大学. 2004
[3]. 基于控制力矩陀螺的侦察卫星快速姿态机动控制研究[D]. 孙向宇. 哈尔滨工业大学. 2012
[4]. 敏捷卫星推扫模式姿态规划与控制方法研究[D]. 苏中华. 哈尔滨工程大学. 2013
[5]. 基于力矩陀螺的高分敏捷小卫星姿态机动控制研究[D]. 杜丽敏. 中国科学院研究生院（长春光学精密机械与物理研究所）. 2012
[6]. 敏捷卫星姿态控制系统容错控制研究[D]. 谢亚恩. 哈尔滨工程大学. 2015
[7]. 晃动与微振动全物理仿真试验系统研究[D]. 张寒冰. 哈尔滨工业大学. 2017
[8]. 卫星用惯性技术发展动态、发展趋势[C]. 刘付成, 夏永江. 惯性技术发展动能发展方向研讨会论文集. 2004
[9]. 应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态机动控制研究[D]. 程国栋. 哈尔滨工业大学. 2014
[10]. 应用控制力矩陀螺的敏捷卫星姿态跟踪控制研究[D]. 马玉海. 哈尔滨工业大学. 2012