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CMG(控制力矩陀螺)用于低轨道三轴稳定对地定向卫星时,会受到卫星轨道角速度引起的陀螺力矩扰动.本文从工程实现的简单性和软硬件的利用性考虑,推导了一种能够补偿卫星轨道角速度影响的DGCMG(双框架控制力矩陀螺)控制规律. 相似文献
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随着遥感卫星分辨率的不断提高,动量轮扰振对遥感成像的影响逐渐成为卫星总体设计时需要关注的问题。目前对动量轮微振动的研究多侧重于时域分析,经常把卫星平台和载荷分立开来单独研究。鉴于平台和相机之间具有耦合作用,分立研究会带来较大误差。动量轮的输出响应并不是一个单一频率的时域信号,不同频谱对相机的影响不同,频谱分析往往更能反映问题。文章联合卫星平台和相机进行整星建模,分析了微振动扰振从动量轮处传递到相机光学元件的频谱特征,得到动量轮扰振不同频谱对相机造成的具体影响。分析结果显示,低于相机基频的动量轮扰振频谱造成相机光轴晃动,相机特征频率区间的扰振频谱不仅会放大光轴晃动,还会造成相机内部的光学元件光轴不一致。最后文章定量计算比较了这两种影响带来的MTF下降。 相似文献
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FY-4卫星微振动抑制技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
根据装载干涉式大气垂直探测仪对微振动抑制的要求,对风云四号(FY-4)卫星的微振动抑制技术进行了研究。通过统计星上振源,规划整星级频谱,研究微振动传播机理,设计了振源隔离和载荷隔振的双级隔振系统。给出了动量轮的隔振设计,将动量轮的安装支架由刚性变为基于六角架(Hexapod)构型的非线性变刚度柔性支架,隔离动量轮传递至卫星平台的振动干扰,从源头控制振动。分析了发射段幅频特性和在轨段隔振性能,结果表明试验结果与理论分析一致。在此基础上,采用隔振组件和解锁组件并联使用方式,实现干涉式大气垂直探测仪的二次隔振设计,以进一步抑制卫星平台传递至探测仪的微振动干扰。地面微振动试验和在轨微振动实测结果表明:隔振系统能使卫星平台传递至载荷安装面的微振动量级控制在0.1×10-3g以下,满足指标要求。FY-4卫星微振动抑制技术可为其他卫星的微振动抑制提供参考。 相似文献
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《航天器工程》2021,30(3)
敏捷型遥感卫星在轨运行期间,星上控制力矩陀螺等扰动源会引起微振动,微振动传递到高分辨率相机等敏感载荷会影响载荷性能,进而影响卫星成像质量,因此需对传递到敏感载荷的微振动进行抑制,以保证卫星高分辨率指标的实现。以高分多模卫星(GFDM-1)的微振动抑制需求为背景,确定了整星微振动抑制技术路线与微振动抑制总体方案,开展了扰动源特性研究,完成了扰动源、星体结构和敏感载荷的减隔振设计与验证,并通过星载微振动测量设备对相机等关键位置的在轨微振动响应进行了测量,对卫星微振动抑制方案进行了飞行验证。在轨微振动测量数据表明:高分多模卫星微振动抑制方案可有效满足敏感载荷相机的微振动抑制需求,可为我国后续敏捷遥感卫星的微振动抑制设计与验证提供参考。 相似文献
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为了研究高精度航天器微振动试验中模拟自由边界附加质量对卫星动力学特性的影响,建立考虑附加质量的卫星地面微振动试验模拟自由边界理论模型,与卫星结构动力学模型仿真结合,分析附加质量对卫星模态频率和频率响应的影响规律。在此基础上,以施加不同附加质量的卫星结构模拟试验件为实验对象,测试验证了附加质量对卫星结构动力学特性的影响。结果表明,附加质量对结构模态频率和频率响应产生明显影响,附加质量越大,对卫星动力学特性影响越大,且对频率响应峰值的影响更加突出。据此,提出附加质量应控制在卫星总质量的5%以内,以避免其在地面微振动试验中给卫星的动力学特性及微振动响应带来严重影响。 相似文献
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本文研究利用气浮台上的动量轮执行机构,模拟卫星上挠性附件振动产生的干扰力矩的卫星物理仿真实验方法,以克服三轴气浮台不能直接安装挠性附件进行仿真的局限性.本实验方法通过设计一个跟踪控制器,令气浮台的姿态角速度跟踪挠性卫星参考动力学,并由动量轮产生控制力矩,该力矩即是实验模拟的挠性振动干扰力矩.理论和仿真研究表明:(1)本文提出的挠性干扰力矩模拟方法可以较好地模拟低阶挠性振动干扰力矩;(2)理论上当控制器的增益参数越大,系统能够模拟的干扰力矩频率就越大,但是由于测量噪声的影响,反馈增益不能选得过大;(3)本方法模拟的干扰力矩与真实干扰力矩存在一定的相位延迟,这是由于控制器和执行机构的固有延迟造成的.通过引入超前-滞后校正网络可以有效减小延迟的影响. 相似文献
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高分辨率敏捷卫星在轨姿态机动成像过程中,姿态控制执行机构的控制力矩陀螺(Control Moment Gyro, CMG)在正常工作时会产生附加的扰动力和扰动力矩,经振动传递,造成相机内部敏感光学元件之间的相对运动,从而对图像品质造成影响。为了研究 CMG 颤振对高分辨率敏捷卫星成像的影响,文章采用集成建模分析方法,构建包括扰动、结构、控制、光学在内的颤振集成模型。以某型号空间相机为研究对象,对此相机的动力学特性和光学系统敏感度进行了分析,得到相机敏感光学元件的振动响应,以及颤振在相机焦面产生的像移,研究了CMG颤振对高分辨率敏捷卫星成像的影响分析方法,可为其他类型颤振的影响分析提供参考。 相似文献
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反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件,速率模式是反作用飞轮一种工作模式,提高飞轮速率模式控制系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。详细讨论了反作用飞轮系统的数学模型,在此基础上实现了反作用飞轮速率模式控制系统设计。实验飞轮运行结果表明,设计的反作用飞轮速率模式控制系统能够抑制飞轮内部干扰和噪声,精确复现速率指令。灵敏度分析证明飞轮系统具有较好的鲁棒性。 相似文献
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采用变速控制力矩陀螺的一种姿态/能量一体化控制研究 总被引:7,自引:3,他引:7
本文研究采用变速控制力矩陀螺(VSCMG)的航天器姿态/能量一体化控制技术。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型,并给出了全局稳定的姿态反馈控制律。以控制力矩陀螺群的构型奇异量度为依据,分别考虑了VSCMG的控制力矩陀螺(CMG)工作模式和反作用飞轮(RW)工作模式。在陀螺群接近奇异时启用转子的反作用飞轮工作模式来补偿控制力矩陀螺采用鲁棒伪逆操纵律时所引起的力矩误差;在陀螺群远离奇异状态时,用控制力矩陀螺来补偿转子储能带来的干扰力矩。在姿态控制的同时利用转子的变速特性,完成按照给定的功率存储/释放能量,并在陀螺群远离奇异状态时对储能过程中转子的转速进行调节,以保持良好地动量包络外形。最后以某航天器的姿态控制为例,给出了数值仿真结果。 相似文献
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反作用飞轮力矩模式控制系统设计 总被引:11,自引:0,他引:11
反作用飞轮是卫星姿态控制系统的重要执行元件,提高飞轮系统的性能对卫星姿态控制系统具有重要意义。介绍了反作用飞轮力矩模式反馈补偿控制系统的设计。首先建立了反作用飞轮数学模型,并分析了摩擦力矩干扰和速率测量噪声的特性,在此基础上进行了反馈补偿控制的设计。理论分析证明,应用反馈补偿控制的飞轮系统能够精确复现力矩输出指令。运行结果表明,在复现力矩输出指令精度方面,应用反馈补偿控制的飞轮系统优于电磁力矩控制的飞轮系统。特别在克服过零力矩干扰上,应用反馈补偿控制的飞轮系统具有较高的性能。 相似文献
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采用VSCMGs的航天器IPACS设计的一种投影矩阵方法 总被引:2,自引:0,他引:2
研究以变速控制力矩陀螺群(VSCMGs)为执行机构的能量/姿态一体化控制系统(IPACS)中的操纵律设计问题。建立了带VSCMGs的刚性航天器的动力学方程,用Lyapunov方法设计了渐近稳定的姿态控制律;在对VSCMGs的动力学进行详细分析的基础上,用投影矩阵法设计了一种操纵律,该算法将姿态控制指令力矩分解成两个力矩分量之和,其中一个由陀螺模式提供,另一个由飞轮模式提供,从而使VSCMGs处于构型奇异时陀螺模式也处于工作状态,降低了飞轮模式的负荷;文中证明了IPACS所需的变速控制力矩陀螺(VSCMG)个数最少为3,并分析证明了所设计的算法可以有效地解决姿控/储能一体化设计中可能出现的奇异问题。仿真结果验证了所设计算法的可行性。 相似文献