【摘要】：航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)是航天器可以根據(jù)指令完成姿態(tài)任務(wù)的核心,直接決定航天器的抗干擾性及姿態(tài)控制精度。反作用飛輪工質(zhì)消耗少、精度高、機(jī)構(gòu)簡單、可靠性高,是航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中常用的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。為了能夠通過反作用飛輪變速旋轉(zhuǎn)提供的反作用力矩控制航天器姿態(tài)變換,需要采用合理的飛輪構(gòu)型及其控制系統(tǒng),設(shè)計(jì)其控制律和電機(jī)控制分配算法,實(shí)現(xiàn)電機(jī)力矩指令分配,提升控制效果。由于飛輪電機(jī)為小電感無刷直流電機(jī),為了解決其相電流斷續(xù)情況,需對(duì)電路結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)并進(jìn)行控制參數(shù)設(shè)計(jì),增加系統(tǒng)可靠性。本文選用正交雙反作用飛輪構(gòu)型,通過將三軸姿態(tài)控制系統(tǒng)解構(gòu),轉(zhuǎn)變?yōu)閱屋S雙飛輪組問題進(jìn)行分析研究。分析雙反作用飛輪構(gòu)型特點(diǎn)、工作原理和優(yōu)勢,選擇正交雙反作用飛輪構(gòu)型作為姿態(tài)控制系統(tǒng)飛輪構(gòu)型。將三軸雙飛輪姿態(tài)控制問題解構(gòu)為單軸雙反作用飛輪組力矩控制問題,得到雙反作用飛輪姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖。對(duì)單軸雙飛輪組進(jìn)行飛輪組姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)。分析傳統(tǒng)PD控制和滑模變結(jié)構(gòu)控制原理,分別設(shè)計(jì)了兩種控制律對(duì)雙反作用飛輪電機(jī)組進(jìn)行控制。分析比較各控制律參數(shù)對(duì)系統(tǒng)的影響,比較兩種控制律的姿態(tài)控制效果。依據(jù)位置控制及參數(shù)適應(yīng)性要求,選用滑模變結(jié)構(gòu)控制作為雙反作用飛輪控制系統(tǒng)的控制律。設(shè)計(jì)合理電機(jī)控制力矩分配算法,解決有冗余配置的單軸雙飛輪組構(gòu)型的控制分配問題。針對(duì)飛輪姿態(tài)控制系統(tǒng)過零及飽和問題,結(jié)合動(dòng)態(tài)分配理論進(jìn)行控制分配策略設(shè)計(jì)。保證力矩變化平緩、精度高的同時(shí),在理想轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)輸出指令力矩。通過增加反饋環(huán)節(jié)優(yōu)化閉環(huán)力矩控制分配策略,使各飛輪的力矩指令分配到執(zhí)行機(jī)構(gòu),確保執(zhí)行效果,提高系統(tǒng)穩(wěn)定性、控制精度及可靠性,減小安裝偏差影響。反作用飛輪電機(jī)為小電感無刷直流電機(jī),本文提出新型的三電平直流調(diào)壓電路及三相逆變電路相結(jié)合的電路結(jié)構(gòu),避免電流斷續(xù)現(xiàn)象,減小轉(zhuǎn)矩脈動(dòng)。設(shè)計(jì)電機(jī)針對(duì)力矩指令所采用的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu),采用外環(huán)為速率回路、內(nèi)環(huán)為電流回路的速率反饋力矩模式控制方案。實(shí)現(xiàn)期望力矩實(shí)時(shí)跟蹤和內(nèi)部干擾力矩的抑制。為了驗(yàn)證雙反作用飛輪構(gòu)型和姿態(tài)控制律、控制分配算法、驅(qū)動(dòng)電路的合理性及可行性,搭建實(shí)驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。設(shè)計(jì)單軸雙反作用飛輪電機(jī)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)實(shí)現(xiàn)位置控制,保證各飛輪不存在轉(zhuǎn)速過零及飽和現(xiàn)象。通過實(shí)驗(yàn)平臺(tái)電機(jī)轉(zhuǎn)速和系統(tǒng)響應(yīng)情況驗(yàn)證所提出的構(gòu)型、控制律、控制分配算法和驅(qū)動(dòng)電路的有效性。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V448.22
【圖文】：

三軸姿態(tài)控制仿真結(jié)果

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本文編號(hào)：2776340