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.     

外形及工况参数对轴承柔性保持架动力学性能的影响

考虑保持架柔性处理及滚动轴承各组件间的相互作用关系,利用ADAMS/View平台构建了真空条件下不同保持架的轴承刚柔耦合多体动力学分析模型,采用正交试验法分析了转速、保持架厚度和兜孔形状对保持架动态特性的影响规律。结果表明：随着轴承转速增加,保持架转速稳定性降低,动态接触力和打滑率升高,质心轨迹呈“筒状”;保持架厚度对保持架动态性能影响最大,质心轨迹受兜孔形状影响最大;动量轮用保持架最优工况及设计为：轴承转速为2000 (r/min),厚度为2 mm,兜孔形状为方型兜孔。     

控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用

根据天宫一号目标飞行器的特点及交会对接任务需求,天宫一号目标飞行器选择单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构,这是控制力矩陀螺首次在国内航天器上应用．阐述了单框架控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用,主要包括四个方面：构形选择、操纵律设计、角动量卸载、故障诊断与重构．天宫一号目标飞行器控制力矩陀螺系统采用五棱锥构形,其操纵律设计为带零运动的伪逆操纵律,控制力矩陀螺系统具备故障诊断和重构功能．     

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.     

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.     

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。     

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。     

柔性隔振结构影响下控制力矩陀螺的动力学建模与仿真#br#

近年来,控制力矩陀螺逐渐广泛应用于航天器姿态控制中.为了减小动量轮的高速旋转引起的振动对星体的影响,需要在控制力矩陀螺于航天器之间安装隔振装置.但是隔振装置的引入对控制力矩陀螺内部机构的动力学特性造成了影响.基于此,本文建立了柔性隔振机构耦合作用下的控制力矩陀螺动力学模型.本文通过欧拉角变换建立了陀螺内部各机构的运动学关系,使用能量方法建立了陀螺内部各结构的动力学特性.并在Matlab中进行了数值仿真与分析.通过仿真发现了隔振结构对陀螺的输出力矩产生了影响,在柔性支撑下的陀螺力矩存在明显波动,且波动范围随动量轮转速的增加而增加.同时,柔性隔振机构的引入还导致了干扰力矩的产生,该干扰力矩对控制力矩陀螺框架电机的控制存在较大影响.     

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。     

基于控制力矩陀螺的航天器功率最优姿态控制

本文研究基于控制力矩陀螺利用零子空间的航天器姿态控制功率优化问题.航天器采用4个为一组的控制力矩陀螺(CMG)作为姿态控制执行机构.对于N-CMG(N≥4)组而言,如非进入奇异构型,控制的解空间存在一维自由度的零运动.利用该自由度,根据设定的功率函数,可通过局部优化算法在零运动空间求解功率最优解.将该功率最优化算法分别应用于姿态跟踪任务与姿态稳定任务,仿真结果表明,这种功率最优算法对姿态稳定任务具有更好的功率优化效果.     

极低频超大型航天器姿态机动与物理试验验证

针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证.针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作...     

Feasible angular momentum of spacecraft installed with control moment gyros

In this paper, a fundamental approach to analyzing the maneuverability of spacecraft with mounted control moment gyros is addressed by searching feasible angular momentum. The geometrical array of control moment gyros considered is a roof array also known as a 2-SPEED system. Due to the simplicity of the singularity envelope of the array considered, it is reasonably practical to conduct rotational performance analysis of the spacecraft. This maneuverability analysis technique uses a unique chart developed in this work, which allows a guaranteed maximum torque output and angular momentum at any time without concern about the singularity problem of the control moment gyros. Therefore, the purpose of this paper is to provide a conservative method for maneuverability analysis of a spacecraft with installed control moment gyros by searching allowable maximum angular momentum. This method is demonstrated using an illustrative example.     

柔性航天器IPACS建模与动力学分析

利用拟坐标下的拉格朗日方程和动量矩定理,建立了带变速控制力矩陀螺群(VSCMGs,Variable Speed Control Moment Gyroscopes)的柔性航天器的能量/姿态一体化控制系统(IPACS, Integrated Power/Attitude Control System)的动力学模型,该模型适合于姿态控制律设计及VSCMGs操纵律设计.采用动量管理和VSCMGs构型选取相结合的方法,有效地避免了VSCMGs设计时可能出现的奇异问题.分析了采用VSCMGs的柔性航天器IPACS中的动力学耦合问题,并以某大型航天器为例进行了数值仿真.分析和仿真结果显示出,当VSCMGs的力矩轴接近(或陷入)奇异或进行储/放能切换时,VSCMGs都会对柔性附件造成显著影响.      

Investigations of an integrated angular velocity measurement and attitude control system for spacecraft using magnetically suspended double-gimbal CMGs

This paper presents an integrated angular velocity measurement and attitude control system of spacecraft using magnetically suspended double-gimbal control moment gyros (MSDGCMGs). The high speed rotor of MSDGCMG is alleviated by a five-degree-of-freedom permanent magnet biased AMB control system. With this special rotor supported manner, the MSDGCMG has the function of attitude rate sensing as well as attitude control. This characteristic provides a new approach to a compact light-weight spacecraft design, which can combine these two functions into a single device. This paper discusses the principles and implementations of AMB-based angular velocity measurement. Spacecraft dynamics with DGMSCMG actuators, including the dynamics of magnetically suspended high-speed rotor, the dynamics of inner gimbal and outer gimbal, as well as the determination method of spacecraft angular velocity are modeled, respectively. The effectiveness of the proposed integrated system is also validated numerically and experimentally.     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

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.     

飞轮轴承润滑最佳油量的估算方法及实验验证

卫星姿控飞轮通常采用一对精密油润滑角接触球轴承进行旋转支撑.由于飞轮长寿命、高可靠、高精度要求和独特的空间环境,轴承采用微量油润滑.润滑油过多和不足都将导致飞轮轴承摩擦力矩增大和寿命降低,因此存在轴承润滑最佳油量.基于弹流润滑理论,提出了飞轮轴承润滑最佳油量的理论计算方法,并通过球-盘摩擦副进行实验验证.实验结果验证了飞轮轴承润滑最佳油量理论计算方法的有效性.     

双圈磁钢飞轮电机的设计及优化

反作用飞轮系统是卫星等航天器实现姿态调节的执行机构,目前国内卫星姿态调节用的飞轮电机是常规单层磁钢飞轮电机,根据该系统对飞轮电机的具体性能要求,在常规飞轮电机的基础上提出一种双圈磁钢结构的飞轮电机,以此改善常规飞轮电机气隙磁密波形及反电势波形质量不高、转矩波动和电机损耗大等问题。首先采用有限元软件对双圈磁钢飞轮电机进行结构设计,其次在双圈磁钢飞轮电机尺寸确定的情况下,对电机的磁极对数和极弧系数进行优化,由于双圈磁钢飞轮电机的磁钢产生的磁密在气隙中分布相比常规飞轮电机更加均匀,所以最后将其与常规飞轮电机进行定量对比,对比结果表明,双圈磁钢飞轮电机的气隙磁密波形质量比常规飞轮电机的气隙磁密波形质量更好,其转矩脉动更小,提高了反作用飞轮系统的控制精度和稳定性。同时双圈磁钢飞轮电机的电机损耗更小,增大了飞轮电机的运行效率。