【摘要】：新型航天器的不斷發(fā)展,引入了越來越多的旋轉(zhuǎn)部件載荷。由于制造工藝水平的限制和安裝誤差等因素,使其存在一個(gè)質(zhì)量偏心,進(jìn)而產(chǎn)生不平衡力矩,嚴(yán)重影響系統(tǒng)整體的運(yùn)行,甚至導(dǎo)致衛(wèi)星任務(wù)失敗。為此,針對帶有大旋轉(zhuǎn)體部件的衛(wèi)星,從轉(zhuǎn)子不平衡特性出發(fā),考慮衛(wèi)星平臺(tái)與有效載荷之間的耦合影響,明確大旋轉(zhuǎn)部件動(dòng)不平衡擾動(dòng)特性,進(jìn)而尋找一種針對性的有效的控制算法,對實(shí)現(xiàn)具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)衛(wèi)星高精度姿態(tài)控制有著十分重要的意義。論文的主要研究內(nèi)容如下:針對不平衡旋轉(zhuǎn)體部件,在三軸穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程的基礎(chǔ)上,推導(dǎo)了存在不平衡時(shí)慣性力與動(dòng)不平衡的公式及考慮將不平衡旋轉(zhuǎn)體部件視為外部干擾的衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型,得出對于慣性力所產(chǎn)生的靜不平衡力矩,其值大小與偏心距、轉(zhuǎn)速及旋轉(zhuǎn)載荷安裝位置有關(guān);對于動(dòng)不平衡力矩,其值大小與轉(zhuǎn)速、旋轉(zhuǎn)部件慣量積相關(guān),并使得衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)正弦發(fā)散。針對衛(wèi)星平臺(tái)與有效載荷之間的耦合影響,基于多剛體動(dòng)力學(xué)提出了一種帶有大旋轉(zhuǎn)部件衛(wèi)星的精細(xì)動(dòng)力學(xué)模型,該模型創(chuàng)新性的引入了陀螺力矩項(xiàng)、旋轉(zhuǎn)部件相對運(yùn)動(dòng)與星體運(yùn)動(dòng)的交叉影響項(xiàng)及旋轉(zhuǎn)部件相對星體的角動(dòng)量變化對星體產(chǎn)生的控制力矩項(xiàng),并指出該模型并不適用于帶有能量耗損的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。同時(shí),結(jié)合工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn),引入了滾動(dòng)軸承摩擦力矩與衛(wèi)星平臺(tái)起旋飛輪。仿真分析得到不平衡擾動(dòng)力矩具有周期性、固定相位偏差的特點(diǎn),且轉(zhuǎn)子起旋階段不平衡力矩干擾較大。針對帶有大旋轉(zhuǎn)部件衛(wèi)星的高精度姿態(tài)控制,旋轉(zhuǎn)部件起旋階段設(shè)計(jì)了復(fù)合補(bǔ)償控制器用于控制力矩項(xiàng)的補(bǔ)償消除,降低干擾力矩的脈沖特性;勻速階段采用了基于重復(fù)控制的動(dòng)平衡控制器,使得衛(wèi)星姿態(tài)逐步收斂,衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)顫動(dòng)得到有效抑制。設(shè)計(jì)開發(fā)的雙自旋單軸氣浮臺(tái)半物理仿真系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了基于飛輪驅(qū)動(dòng)與電機(jī)驅(qū)動(dòng)時(shí)有效載荷與衛(wèi)星平臺(tái)的耦合力矩作用的區(qū)別,證實(shí)了模型并不適用于帶有能量耗損的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。同時(shí),實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,基于重復(fù)控制的動(dòng)平衡控制算法具有對不平衡力矩的抑制效果良好。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V448.22
【圖文】：

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文、測試空間交會(huì)對接方案的可行性，各個(gè)研究機(jī)構(gòu)也研制了一大批地這些地面仿真設(shè)備中比較著名的包括 NASA 戈達(dá)德空間飛行中心在 航天器飛行應(yīng)用半物理仿真系統(tǒng)[14]，弗吉尼亞理工大學(xué)在 2003 年研行器姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真器（DSACSS）[15]，以及 NASA 噴氣推進(jìn)實(shí)年研發(fā)的編隊(duì)控制測試平臺(tái)（FCT）[16]。吉尼亞理工大學(xué)的 DSACSS 仿真系統(tǒng)包括兩個(gè)氣浮臺(tái)，如圖 1-1 所浮臺(tái)為啞鈴式，較小的氣浮臺(tái)為桌面式，均為三自由度。兩個(gè)氣浮臺(tái)包括三軸加速度計(jì)和陀螺儀，執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括控制力矩陀螺、反作用飛系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)太空中衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的地面仿真。由于具有兩個(gè)氣SS 也可以進(jìn)行飛行器組隊(duì)仿真。

可以進(jìn)行飛行器組隊(duì)仿真。圖 1-1 弗吉尼亞理工大學(xué)的 DSACSS 氣浮仿真系統(tǒng) 噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室研發(fā)編隊(duì)控制測試平臺(tái)由多個(gè)六自由度氣都具有獨(dú)立的導(dǎo)航控制能力，可用于編隊(duì)飛行控制架構(gòu)和硬件結(jié)構(gòu)如圖 1-2 所示，氣浮臺(tái)通過三個(gè)氣足實(shí)現(xiàn)在平臺(tái)浮球軸承實(shí)現(xiàn)上部臺(tái)面的姿態(tài)機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括反 FCT 系統(tǒng)作為精確編隊(duì)飛行分布式飛行器技術(shù)的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)技術(shù)提供了仿真實(shí)驗(yàn)支撐。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文在目前的衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)半物理仿真系統(tǒng)中，通常是對姿態(tài)或者軌道中的一個(gè)理仿真，另一個(gè)則使用數(shù)學(xué)模型進(jìn)行仿真。但這種方式并不能完全模擬姿中的耦合關(guān)系，尤其是在小衛(wèi)星上。為此，韓國延世大學(xué)設(shè)計(jì)了一個(gè)姿軌物理仿真器[17]，使用 GPS 信號的軌道仿真器用于軌道確定和控制，依賴浮臺(tái)的姿態(tài)仿真器用于姿態(tài)確定和控制，二者使用 UDP 進(jìn)行實(shí)時(shí)通訊，1-3 所示。實(shí)際的仿真結(jié)果表明，這種聯(lián)合的半物理仿真能夠用來驗(yàn)證姿同控制算法，可作為衛(wèi)星實(shí)際運(yùn)動(dòng)的地面測試環(huán)境。

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2785732