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.     

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框架伺服系统动力学建模与低速控制

单框架控制力矩陀螺(SGCMG)框架伺服系统内部存在的各种干扰会严重影响陀螺的力矩输出精度。为了实现力矩输出的高精度控制,需要对框架伺服系统进行精确动力学建模与控制。通过对作用于航天器上SGCMG的详细动力学分析,建立了框架伺服系统动力学模型,其中考虑了动静不平衡干扰力矩以及摩擦力矩。基于正弦永磁同步电机,利用自抗扰理论设计了框架伺服系统内外环控制器。仿真结果表明,在忽略转子不平衡所引起的高频干扰力矩的前提下,此控制器能对内外环存在的所有建模及未建模干扰进行准确估计和补偿,保证了框架的高精度控制。通过仿真还得到了转子不平衡对框架控制精度的影响量级,将为进一步研究如何抑制不平衡振动提供参考依据。     

考虑框架伺服特性时SGCMG系统操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中,通常假定框架伺服系统具有理想的伺服跟踪性能.然而,框架伺服系统有限的带宽和实际存在的各种扰动力矩都会使其跟踪性能下降.为抑制SGCMG框架伺服特性对操纵性能的影响,设计了一种新型操纵律.该操纵律综合考虑了SGCMG系统运动学和动力学特性,可以根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令,直接计算出每个SGCMG框架驱动系统所需的控制力矩.由于操纵律没有算法奇异,在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下,可使操纵误差指数收敛至零.同时,操纵律形式简单,易于实现.应用在航天器上的某4-SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.      

基于迭代学习算法的控制力矩陀螺框架扰动抑制策略研究

卫星的快速机动以及高精度姿态控制,越来越依赖高精度的控制力矩陀螺(CMG)力矩输出,这就需要CMG低速框架能够有效抑制扰动力矩,降低转速波动.对由高速转子动不平衡引起的扰动力矩进行了分析和建模.为了抑制该扰动力矩对低速框架转速稳定性的影响,在传统的低速框架PID双环控制系统上嵌入了迭代学习的控制算法.通过仿真实验验证该控制方法能够有效抑制扰振力矩,大幅度的提高CMG的输出力矩精度.     

小型磁悬浮CMG高速转子动框架效应前馈补偿与实验

磁悬浮控制力矩陀螺是航天器快速姿态控制与快速机动的新型空间执行机构。由于动框架效应,框架转动输出力矩反作用于飞轮转子,会导致磁轴承的径向载荷和控制电流发生改变。为抑制动框架效应对磁浮转子的影响,在分析力矩输出时高速磁浮转子受力特性的基础上,采用角速率前馈控制策略实现对动框架效应引发的力矩扰动的有效抑制,并在所研制的75Nms立式小型磁悬浮控制力矩陀螺上进行了整机输出特性测试。试验结果表明：该方法能在保证磁浮转子高速稳定的前提下有效抑制动框架效应,满足整机力矩输出的要求。     

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。     

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。     

大型航天器SGCMG系统的奇异性分析研究

应用单框架控制力矩陀螺系统（SGCMG）是大型航天器姿控系统较为理想的选择，但是该系统存在严重的奇异现象，增加了操纵律的设计与开发的难度。文章从奇异性分析的角度对单杠架控制力矩陀螺系统的奇异状态进行了研究，提出了奇异可回避性的判别方法，并据此对SGCMG系统奇异状态进行了系统的分类，针对常用的各种构形的SGCMG系统进行了讨论。     

基于力矩输出能力最优的SGCMG操纵律设计

为使SGCMG系统在有效回避奇异的同时能够较精确地输出期望力矩, 设计了一种基于力矩输出能力最优原理的SGCMG联合操纵律. 根据期望力矩矢量及SGCMG力矩输出的几何关系, 提出了新的系统奇异状态指标, 给出使力矩输出能力最优的框架角速度; 引入优化指标, 使得框架转速误差和输出力矩误差的混合二次型最小, 保证在力矩输出能力达到最优的同时也使得输出力矩误差最小. 采用奇异值分解理论证明了联合操纵律在奇异面处不存在框架锁定现象, 能够有效地逃离奇异, 同时分析了所设计操纵律的力矩输出误差. 以金字塔构型SGCMG系统为例, 对所设计的联合操纵律分别进行了恒定力矩仿真和卫星大角度机动仿真. 仿真结果表明, 联合操纵律能够顺利回避角动量奇异面, 不存在奇异鲁棒操纵律存在的框架锁定现象, 且输出力矩误差较非对角奇异鲁棒操纵律小, 能够顺利完成航天器大角度机动任务.      

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.     

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.     

200Nms单框架控制力矩陀螺研制

介绍天宫一号目标飞行器采用的单框架控制力矩陀螺的总体结构、技术指标和验证试验.该单框架控制力矩陀螺的角动量为200Nms,最大可输出力矩为20Nm,响应带宽为2Hz,其中2个控制力矩陀螺高速转子已经进行了25000h的寿命试验.天宫一号目标飞行器姿态控制系统共采用了6个单框架控制力矩陀螺来输出姿态控制力矩,当1个或2个控制力矩陀螺失效时姿态控制系统仍能正常工作.     

基于PWM_ON_PWM调制方式的控制力矩陀螺框架电机驱动控制

控制力矩陀螺框架电机驱动电路采用的脉宽调制方式不同,所产生的电机转矩脉动也会不同.针对无刷直流电机驱动的控制力矩陀螺框架系统,从换相期间转矩脉动、非换相期间转矩脉动及脉宽调制方式的应用改进3个方面对不同脉宽调制方式进行分析,得出采用PWM_ON_PWM方式的转矩脉动最小,适用于控制力矩陀螺框架系统的高精度控制要求.通过仿真验证了分析的正确性.     

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.     

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 ,为大型航天器SGCMG系统选型提供了理论基础     

SGCMG高速转子无位置传感器控制

采用无位置传感器控制的单框架控制力矩陀螺（SGCMG）高速转子系统可以降低整机复杂度,提高整机可靠性。文章设计了适用于半桥驱动无刷直流电机的反电势位置检测方法和干扰去除方法,无需滤波电路,位置检测精度高。在开环起动阶段,提出了适用于大惯量比负载的“预定位—恒流升频起动—转速估计起动—切换”的四段式起动方法,提高了起动过程的可靠性。通过仿真和试验验证了方法的有效性,实现了SGCMG无位置传感器高速转子系统的高可靠起动和高精度控制。     

基于参数自整定速度控制器SGCMG框架伺服控制系统

针对控制力矩陀螺框架伺服系统传统PI控制对干扰、负载变化等不确定因素的控制能力不足,设计了模糊PI控制器,利用参数自整定速度控制器实时调整参数,实现了框架伺服系统的高稳定性控制.仿真结果表明,相比传统的PI控制策略,响应快,超调小,无需修改参数,有更好的动静态特性,能更好地满足控制力矩陀螺框架伺服控制系统的鲁棒性要求,并有很好的跟踪性能.     

基于Δ-Υ等效变换的SGCMG高速转子轴向振动特性分析及验证

悬臂式单框架控制力矩陀螺（SGCMG）的轴向振动较为剧烈,频率成分也比较复杂;由于这种SGCMG结构是由众多串、并联,甚至桥联的弹性构件组成的,因此难以建立其精确的轴向动力学模型.首先通过Δ-Υ等效变换的方法,简化了高速转子的轴向串并联关系,进而计算出其轴向刚度;其次详细分析了系统激振源——预紧轴承各零部件的加工波纹所导致的预紧力的波动,并采用相互调幅的形式描述了该波动量;然后建立了高速转子的轴向动力学方程;最后通过数值仿真和实测结果的对比验证了分析的合理性和模型的有效性.