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单框架控制力矩陀螺系统操纵律研综述 总被引:4,自引:0,他引:4
综述了单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统操纵律研究概况 ,并对现存操纵律的性能进行了评价。通过分析可以知道 ,现存的SGCMG操纵律或在奇异回避性能方面较差 ,或由于计算量较大而使得实时性较差等等 ,从而使其在航天器姿态控制中的应用受到了极大的阻碍。要提高SGCMG系统的操纵性能 ,可在以下三个方面作进一步研究 :零运动的选择方法、操纵律的闭环实现、框架伺服特性的考虑等。 相似文献
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单框架控制力矩陀螺动态操纵律设计 总被引:5,自引:2,他引:5
作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的操纵性能对航天器姿态控制精度有着极大的影响。在常规的SGCMG操纵律中,一般都需要计算Jacobi矩阵的伪逆。然而,当Jacobi矩阵奇异时,其伪逆不定,从而可能导致算法失败。为避免以上情况出现,本文设计了一种动态操纵律。该操纵律不用计算Jacobi阵的伪逆,而是代之以Jacobi阵的转置,从而避免了由Jacobi阵求伪逆带来的一系列问题。同时,该操纵律可使操纵误差在理论上指数收敛至零,且形式简单,易于实现。对某4 SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的。 相似文献
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以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为卫星动量交换机构,基于建立的姿态控制系统与SGCMG系统的动力学模型,设计零动量卫星的PD(比例微分)解耦姿态控制律。为逃避奇异,提出了一种改进的单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)奇异鲁棒伪逆操纵律算法。某航天器姿态控制仿真结果表明:改进算法可避免奇异,算法有效性得以验证。 相似文献
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针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。 相似文献
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研究利用单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)和动量轮(MWs)组成的混合执行机构,完成航天器的姿态跟踪控制。由于现有的奇异避免操纵律无法保证SGCMGs的完全可控,而且无法精确地输出指令力矩,本文提出一种SGCMGs & MWs的混合执行机构方案。首先建立了带有混合执行机构的系统动力学模型,并基于此模型设计了姿态跟踪控制律。然后利用奇异值分解的方法将指令控制力矩进行分解,并分别分配给SGCMGs和MWs,从而当SGCMGs接近奇异时,使MWs输出沿奇异方向的指令力矩。在完成指令力矩分配后再分别设计SGCMGs和MWs的操纵律。数值仿真结果表明,利用此混合执行机构能够实现力矩的准确输出,并且SGCMGs在奇异时仍然可控,从而验证了所设计操纵律的有效性及此方案的可行性。
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单框架控制力矩陀螺的奇异分析及操纵律设计 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的奇异问题的分析,设计了一种新的伪逆解与零运动向量相结合的操纵律来回避SGCMGs的内部奇异点。首先通过绘制金字塔构型SGCMGs奇异角动量曲面及典型角动量切面对应的奇异度量极值曲面,研究了其奇异的几何特性。然后以缩小期望力矩与各SGCMG角动量的夹角为目的,给出了一种新的零运动向量构造方法用于操纵律的设计。该方法在全局范围内考虑,并未参考当前奇异度量值,故能有效地避免奇异度量局部极值所对应的内部显奇异点。最后将其与现有的几种操纵律进行了数学仿真对比,验证了其有效性及优越性。 相似文献
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针对邻近奇异框架构型时解算低速框架角速度指令过大乃至饱和问题,开展了指令幅值抑制的控制力矩陀螺操纵方法研究。首先提出了力矩分配动态调整策略,设计以控制力矩陀螺历史指令信息为输入的权重系数自主调整律;然后重新定义了考虑权重分配的系统奇异度量,给出了一种综合力矩动态分配策略、零运动奇异规避与指令力矩随奇异度量相应调节手段的控制力矩陀螺操纵律,以抑制控制力矩陀螺低速框架指令幅值过大并提升系统奇异规避能力。最后所提出方法的有效性通过了姿态快速机动数学仿真校验。 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
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Three axis attitude stabilization of a satellite using a single spinning reaction wheel mounted on a two degree-of-freedom passively and actively torqued gimbal system is investigated. The passive control is assumed to be provided by a spring-loaded damper mounted on each of the gimbal axes, while active control results from both the wheel acceleration and the torque applied about the gimbal axes. The stability of the uncontrolled and passively controlled systems is investigated analytically. For constant wheel speed the pitch motion is decoupled from the roll-yaw and gimbal motions. Control laws for the roll-yaw motion are developed based on pole clustering and linear optimal control theory. For the pitch motion control laws are obtained based on classical second order system theory. Estimation techniques are applied to the roll-yaw system for the case when the complete state may not be directly observable (in the absence of a fine yaw position sensor). 相似文献
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航天器机动时DGMSCMG磁悬浮转子干扰补偿控制 总被引:1,自引:0,他引:1
双框架磁悬浮控制力矩陀螺(DGMSCMG)具有寿命长、综合效益好等突出优势,但航天器机动时,航天器及DGMSCMG内、外框架系统的转动均导致磁悬浮高速转子产生一定的耦合运动,影响磁悬浮转子系统的稳定性,同时使输出力矩精度下降,从而严重影响航天器姿态控制的精度。本文建立了基于DGMSCMG的航天器动力学模型,分析航天器、外框架、内框架、磁悬浮转子四者之间的动力学耦合关系。针对磁悬浮转子的非线性耦合干扰,提出一种基于复合控制的补偿方法,通过磁轴承产生相应的电磁力,对陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩进行补偿控制。仿真结果表明,干扰补偿控制能有效抑制航天器及框架对磁悬浮转子的耦合干扰,也有效提高了磁悬浮转子系统的稳定性。 相似文献
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There exists a singularity problem in control moment gyros (CMGs). CMG singularities are classified into two types: hyperbolic and elliptic. Several gimbal steering control methods have been presented to avoid CMG singularities. Hyperbolic singularities can be avoided by null motion, but elliptic singularities cannot. The existing steering control methods are rarely designed by explicitly taking the singularity type into account. In order to effectively avoid elliptic singularities by perturbing gimbal angles, it is desirable to calculate and record the boundaries between elliptic and hyperbolic singularities in advance so that the determined boundaries can be utilized for developing model predictive steering control. To this end, the boundaries between elliptic and hyperbolic singularities of CMGs are calculated and represented in the form of fitted curves. Several numerical examples are presented to determine the perturbation gimbal angles for avoiding elliptic singularities without using singular value decomposition. 相似文献