可变构型的控制力矩陀螺控制方法

针对固定构型的控制力矩陀螺群无法灵活改变其合成角动量包络以适应卫星不同工况的姿态机动需求问题，设计了一种可变构型的控制力矩陀螺群控制方法。建立了可变构型的控制力矩陀螺群的动力学模型；在考虑控制力矩陀螺群框架角速度、高速转子转速以及构型倾角变化速率等多变量下，设计了可变构型的控制力矩陀螺群的操纵律；分析了构型倾角固定和构型倾角可变情形下的控制力矩陀螺群合成角动量包络和奇异状态分布情况。采用可变构型的控制力矩陀螺群进行了卫星多工况姿态敏捷机动控制。数学仿真校验表明，可变构型的控制力矩陀螺控制方法能够实现金字塔构型下不同数目的控制力矩陀螺故障时的卫星三轴敏捷机动控制。     

控制力矩陀螺框架控制方法及框架转速测量方法

控制力矩陀螺是一种具有力矩放大特性的惯性执行机构,通常应用于大型航天器姿态控制。近年来,随着相关技术的发展,对基于控制力矩陀螺的中小卫星快速机动平台的需求日益迫切,这不仅需要控制力矩陀螺能够输出大力矩,而且要具有较高的力矩输出精度。本文结合工程实践,提出一种框架转速精度测量方法,以及一种采用正弦永磁同步电机,基于转子磁场定向的矢量控制方案。该框架控制方案中引入摩擦力矩观测器及其补偿算法,在控制回路中通过对摩擦力矩的补偿,可有效提高框架驱动控制系统的稳定性和动态性能。     

敏捷卫星快速姿态机动方法研究

针对敏捷卫星的三轴大角度机动控制要求,给出了一种基于轨迹规划的敏捷卫星姿态机动方法．根据目标姿态和当前姿态,按照欧拉轴-角方式,沿特征主轴设计了最小路径的机动轨迹,并采用四个单框架控制力矩陀螺（SGCMG）组成的“金字塔”构型的控制力矩陀螺群（CMGs）进行了大角度机动控制的数学仿真,验证了方法的可行性．     

基于角动量空间的SGCMGs姿态控制策略

针对单框架控制力矩陀螺（SGCMGs）的奇异问题,旨在建立一种基于角动量空间而非力矩空间的SGCMGs姿态控制策略,从根源上解决SGCMGs的操纵奇异,且不失其敏捷特性.由于此控制方案的动量管理环节需要另外一套动量交换机构参与,故引入反作用飞轮（RWs）组成混合执行机构,同时RWs可在机动末端用于高精度姿态稳定.针对双平行SGCMGs,采用特征轴时间最优路径进行角速度规划,并基于角动量空间设计控制策略.同时,针对一个陀螺失效的情况设计了相似的角动量控制算法.仿真结果表明,采用角动量控制律不涉及奇异问题,且敏捷性与稳定性良好.     

刚体卫星姿态的有限时间控制

针对刚体卫星的姿态控制问题,设计了不存在和存在扰动力矩两种条件下的有限时间状态反馈控制律.对于无扰动力矩情形,基于非线性齐次系统性质,设计了一种便于工程实践性的连续、非奇异的比例微分形式控制算法,保证姿态闭环系统有限时间收敛到零点,而且此算法能直接推广到卫星姿态跟踪问题.对于存在扰动力矩的情形,基于有限时间Lyapunov定理设计的连续、非奇异的控制力矩保证卫星姿态和角速度在有限时间内收敛到原点附近的邻域.当外扰力矩为零时,此控制律使闭环系统状态有限时间收敛到平衡点.数学仿真结果说明了提出的控制算法有效.     

一种无角速度信息的挠性航天器姿态控制方法

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置中无角速度测量信息情形下的姿态控制问题,基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器,利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性,并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

基于角加速度的陀螺框架伺服系统干扰观测器

磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG,Magnetically Suspended Control Moment Gyro)是大型航天器姿态控制的关键执行机构,影响MSCMG输出力矩准确度的一个关键因素是其框架伺服系统的控制精度.为提高MSCMG框架伺服系统的抗干扰能力和控制精度,提出了一种基于角加速度的干扰观测器.其设计思想是:卡尔曼滤波器利用角位置估计出角速度并送往状态观测器以获取准确的角加速度,角加速度和电流作为干扰观测器的输入以获得补偿电流,补偿电流加到电流环的输入端以补偿各种干扰.干扰观测器结构简单,抗干扰能力强.实验表明:该方法有效地提高了MSCMG框架伺服系统的角速度精度与稳定度.     

小型控制力矩陀螺扰动建模及性能指标分析

为实现遥感卫星的高精度指向能力,对遥感卫星星上常用执行机构控制力矩陀螺扰动及性能指标评定进行了研究。首先,充分考虑小型控制力矩陀螺的静动不平衡量以及框架轴的安装误差,根据动量定理和动量矩定理建立了完整的星载小型控制力矩陀螺的动力学模型,并对所建立模型的正确性进行了理论分析和仿真验证;其次,将含有扰动特性的小型控制力矩陀螺应用到星上,建立了整星动力学模型,并选用合适的框架伺服控制系统和转子伺服控制系统,完成整星的姿态稳定控制任务;最后,采用数值仿真的方式分析了陀螺转子静动不平衡因素以及框架角测量误差对星体姿态精度和稳定度带来的影响。结合任务要求,对小型控制力矩陀螺设计提出静动不平衡量等指标要求,以期使其满足星上光学有效载荷的成像要求。     

SGCMG框架伺服系统扰动力矩分析与控制

单框架控制力矩陀螺框架伺服系统对扰动力矩抑制能力的不足限制了其控制精度的进一步提高。文章对框架伺服系统受到的扰动力矩及其对框架伺服系统控制性能的影响进行了分析;设计了基于终端滑模变结构控制策略和扰动观测器的框架转速控制器;利用变结构控制对系统干扰的不变性和对滑动模态控制的快速响应特性,实现了框架伺服系统在扰动力矩波动,尤其是高频扰动力矩波动条件下的高精度控制。仿真结果表明,相比传统的比例-积分-微分控制策略,提出的控制方法可行有效,将框架转速波动量缩小了2/3。     

微小卫星用微型控制力矩陀螺研究

摘要： 随着技术的发展,微小卫星已经成为一种功能强大的航天器.为了进一步拓展微小卫星的应用领域,提升其任务效益,高敏捷机动能力成为了微小卫星发展的重要方向.控制力矩陀螺（CMG）因其具有高转矩能量比和低重量力矩比,将成为实现微小卫星敏捷机动的重要执行机构.介绍一种新型的可应用于微小卫星的微型CMG,其角动量为0.1 N·m·s.经过实验室测试和环境试验,结果表明该型CMG可满足微小卫星的姿态控制需求.     

大型控制力矩陀螺动力学精细建模与仿真

控制力矩陀螺（CMG,control moment gyro）系统存在多种误差与扰动,影响航天器的姿态控制精度.分析了大型单框架控制力矩陀螺（SGCMG,single gimbal control moment gyro）各主要组成部分的特性、误差及扰动,包括转子动静不平衡、转子轴的安装误差、轴承摩擦、转子电机特性、框架电机特性和谐波减速器特性.通过建立大型SGCMG的动力学精细模型并进行数学仿真,得到了大型SGCMG主要误差与扰动对其输出力矩的影响：在框架伺服系统加装谐波齿轮减速机构可以明显提高SGCMG输出力矩精度,同时也给框架带来高频谐振;转子动不平衡造成的扰动力矩是导致SGCMG在其力矩输出轴和框架轴方向产生输出力矩偏差的主要原因.     

2-SGCMGs与磁力矩器的对地姿态混合控制方法

针对故障后仅剩两单框架控制力矩陀螺（SGCMG）可工作的对地定向三轴稳定卫星姿态控制问题进行了研究,提出了2-SGCMGs系统与磁力矩组合的混合控制策略及方法,以克服两SGCMG欠驱动控制的鲁棒性问题。首先,给出2-SGCMGs零动量方式的标称框架角构型选择计算过程。然后,结合标称框架角构型,构造了一种不同于沿传统体轴的新型控制标架,将三维控制力矩指令空间分解为由SGCMG与磁力矩器分别控制执行的两正交子空间,实现对力矩输出特性差异较大的该两类执行机构的控制解耦,进而对不同子空间控制指令给出2-SGCMGs系统框架角速度指令及含磁卸载在内的磁力矩器磁矩指令的求解算法。最后,针对存在外界扰动的卫星对象,由数学仿真验证了所提出策略及方法的有效性,实现了姿态误差小于0.05°且稳定度优于0.0005°/s的控制性能,可满足一般高分辨率对地遥感卫星控制需求。     

柔性支撑控制力矩陀螺动力学建模与控制

针对柔性支撑引起控制力矩陀螺(CMG)框架控制性能下降的问题，建立了柔性支撑条件下控制力矩陀螺的动力学模型，分析了柔性支撑扰动力矩的耦合机理并给出了解析模型.据此，设计了一种积分滑模控制策略，用于提升对CMG框架动力学特性变化和新增扰动力矩的鲁棒性.仿真结果表明，该控制策略相比传统的PID控制具有更好的动态过程和稳态性能，提升了柔性支撑下控制力矩陀螺框架速度的闭环控制性能.     

基于天线驱动组件的多体卫星MIMO控制及稳定裕度应用研究

针对两输入两输出的多体卫星控制系统,采用工程中的天线驱动组件为天线转动提供驱动力矩,在天线小角度机动条件下,对此线性模型采用多变量频域设计法中的序列回差设计技术,设计卫星本体俯仰姿态和天线转动的多输入多输出(MIMO)控制器,利用Nyquist稳定判据证明系统的稳定性.在此基础上分别利用回差阵奇异值法和逆回差阵奇异值法计算MIMO控制系统的稳定裕度,将两种方法所得结果相结合以减小稳定裕度计算的保守性,最后通过数值仿真验证了控制算法和控制系统稳定裕度结果的有效性.     

控制力矩陀螺框架谐波减速驱动系统建模与仿真

摘要： 控制力矩陀螺是航天器姿态控制系统的重要执行机构,它具有输出力矩大、速度响应快、功率消耗低、寿命长等优点,可以完成高速率的姿态机动控制.综合考虑谐波减速器的齿隙模型、非线性刚度、减速器效率等因素,对CMG框架驱动组件用谐波减速器进行精细建模.针对低速下谐波减速器的刚度较低、传动误差较大这一缺陷,建立考虑传动误差的减速器模型;与传统的不考虑传动误差的模型相比可更准确地描述谐波减速器在低速下的输出速度曲线.根据建立的CMG框架驱动系统模型,在低速下采用PID闭环控制对输出转速误差进行抑制,使输出转速误差降低了50%以上.最后分析其对谐波减速器刚度和阻尼对框架系统性能的影响.     

姿态机动中SGCMG的一种改进奇异鲁棒操纵律设计

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)在卫星姿态控制中以其具有大力矩输出能力而受到重视并已成功应用于在轨卫星,其应用难点是构形奇异问题,特别是在快速连续机动的过程中,CMG框架角必须迅速脱离奇异状态.使用描述CMG输出力矩和期望控制力矩夹角的奇异度量方法,以便在仿真中观察判别CMG构形的奇异程度.着重改进CMG的奇异鲁棒操纵律,应用高斯函数的方法确定鲁棒系数.仿真实例表明,与传统的梯度型零运动相比,该方法可以在卫星的连续快速机动中使CMG系统更为迅速地摆脱奇异,更为快速地完成机动并减小姿态抖动.