作為一個角動量體,陀螺飛輪可通過改變其角動量幅值和指向,實現(xiàn)航天器三軸姿態(tài)控制力矩的輸出。若同時對改變陀螺飛輪角動量指向的控制力矩及其它相關量進行測量,并通過算法解算,可以實現(xiàn)對航天器兩軸姿態(tài)角速度的測量。這一實現(xiàn)方式將顯著提高航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的集成度,減小系統(tǒng)的質量和體積。本文以航天器執(zhí)行器與敏感器一體化實現(xiàn)為研究背景,針對具有多自由度動量交換功能的陀螺飛輪系統(tǒng),以如何實現(xiàn)航天器兩維姿態(tài)角速度測量功能為目標,進行了如下幾方面的研究:首先,針對陀螺飛輪的理想模型建立及驗證問題,在給出坐標系定義的基礎上,分別從矢量力學和分析力學角度,基于牛頓-歐拉法和拉格朗日法建立了陀螺飛輪本體理想動力學模型。同時,利用多體動力學仿真軟件SimMechanics搭建了陀螺飛輪本體仿真平臺,通過仿真平臺與動力學模型的相互比較,驗證了所推導的陀螺飛輪本體理想動力學模型的正確性。其次,針對陀螺飛輪實現(xiàn)中必然存在非理想因素影響和傾側轉子動力學特性復雜的問題,綜合利用牛頓歐拉法、拉格朗日法、達朗貝爾原理,分別建立了陀螺飛輪存在正交支撐不垂直、不共面以及轉子質心偏移等非理想因素的數(shù)學描述,并在此基礎上,分析了各主要非理想因素對轉子動力學特性的影響。進一步,利用陀螺進動理論,揭示了陀螺飛輪大角度進動傾側過程中產(chǎn)生的非線性耦合機理,并通過力學分析,揭示了陀螺飛輪對航天器兩軸姿態(tài)角速度的敏感特性。再次,針對陀螺飛輪實現(xiàn)航天器姿態(tài)角速度的測量方案問題,考慮到陀螺飛輪動力學方程具有多變量約束、強非線性的特點,利用差分演化算法完成了復雜陀螺飛輪動力學方程的合理簡化。利用簡化后的動力學方程,結合直接微分法,建立靈敏度方程,對航天器姿態(tài)角速度靈敏度的進行了數(shù)值分析。依據(jù)靈敏度分析結論,建立了姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方程,并提出了基于分時復用策略的姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方案。為使陀螺飛輪的測量與執(zhí)行功能可同時實現(xiàn),進一步基于動量交換原理,提出了姿態(tài)角速度動態(tài)測量方程,并論證了所提動態(tài)測量方程的非線性可觀性。然后,針對陀螺飛輪實現(xiàn)航天器姿態(tài)角速度靜態(tài)測量的誤差補償及應用問題,分析了系統(tǒng)誤差對姿態(tài)角速度靜態(tài)測量精度的影響,并結合誤差傳播分析,給出了各傳感器測量精度需求。在此基礎上,對姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方程的系統(tǒng)誤差補償進行了分析,并分別利用速率法、多位置法對靜態(tài)測量方程中不同的系統(tǒng)參數(shù)實現(xiàn)了分類標定。為在實現(xiàn)姿態(tài)角速度靜態(tài)測量的基礎上,充分發(fā)揮陀螺飛輪三軸力矩輸出功能,基于沖量等效原理和力矩指令規(guī)劃,提出了陀螺飛輪測量功能與執(zhí)行功能分時復用設計,給出了分時時間約束,保證了在單位采樣時間區(qū)間內(nèi),陀螺飛輪可實現(xiàn)兩軸姿態(tài)角速度測量和三軸力矩輸出功能。最后,針對陀螺飛輪傾側運動過程中實現(xiàn)航天器姿態(tài)角速度測量的問題,分析了動態(tài)測量方程中所存在的系統(tǒng)模型誤差,并利用蒙特卡羅法,對動態(tài)測量方程中傳感器測量噪聲的影響進行了仿真分析。在誤差分析基礎上,基于中心差分理論,對傳統(tǒng)的非線性預測濾波方法進行改進,提出了一種改進非線性預測濾波方法,并結合動態(tài)測量方程特點,將所提出的濾波方法應用于姿態(tài)角速度動態(tài)測量中,抑制了系統(tǒng)模型誤差和傳感器測量噪聲影響,并實現(xiàn)了在陀螺飛輪傾側運動狀態(tài)的航天器姿態(tài)角速度實時估計。
【學位單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V448.2
【文章目錄】：
摘要
ABSTRACT
第1章 緒論
    1.1 課題背景及意義
    1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及分析
        1.2.1 陀螺飛輪研究現(xiàn)狀及分析
        1.2.2 基于標定補償?shù)暮教炱髯藨B(tài)靜態(tài)測量方法
        1.2.3 基于狀態(tài)估計的航天器姿態(tài)動態(tài)測量方法
        1.2.4 目前研究存在的主要問題
    1.3 論文主要研究內(nèi)容及章節(jié)安排
第2章 陀螺飛輪理想模型的建立
    2.1 引言
    2.2 陀螺飛輪組成及工作原理
        2.2.1 陀螺飛輪基本組成
        2.2.2 陀螺飛輪工作原理
    2.3 坐標系定義及其轉換關系
        2.3.1 相關坐標系的定義
        2.3.2 各坐標系間的相互轉換
    2.4 陀螺飛輪理想模型的建立
        2.4.1 陀螺飛輪運動學方程
        2.4.2 陀螺飛輪本體理想動力學模型的建立
        2.4.3 陀螺飛輪系統(tǒng)模型的建立
    2.5 陀螺飛輪理想模型的仿真驗證
        2.5.1 基于SimMechanics的陀螺飛輪仿真平臺搭建
        2.5.2 陀螺飛輪理想模型仿真驗證
    2.6 本章小結
第3章 陀螺飛輪動力學特性分析
    3.1 引言
    3.2 陀螺飛輪主要非理想因素影響分析
        3.2.1 力矩器失配角
        3.2.2 正交支撐不垂直
        3.2.3 正交支撐不共面
        3.2.4 轉子質心偏移
    3.3 陀螺飛輪動力學特性分析
        3.3.1 陀螺飛輪進動特性
        3.3.2 陀螺飛輪敏感軸響應特性
    3.4 仿真及實驗驗證
        3.4.1 陀螺飛輪進動特性仿真及實驗驗證
        3.4.2 陀螺飛輪多頻振動特性仿真及實驗驗證
        3.4.3 陀螺飛輪敏感軸響應特性仿真及實驗驗證
    3.5 本章小結
第4章 航天器姿態(tài)角速度測量方案的確定
    4.1 引言
    4.2 基于差分演化算法的陀螺飛輪動力學方程簡化
        4.2.1 差分演化算法
        4.2.2 陀螺飛輪動力學方程簡化
    4.3 航天器姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方案
        4.3.1 姿態(tài)角速度靈敏度分析
        4.3.2 姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方程的建立
        4.3.3 基于分時復用策略的姿態(tài)角速度靜態(tài)測量方案
    4.4 航天器姿態(tài)角速度動態(tài)測量方案
        4.4.1 航天器姿態(tài)角速度動態(tài)測量方程的建立
        4.4.2 姿態(tài)角速度非線性可觀性分析
    4.5 本章小結
第5章 基于標定補償?shù)暮教炱髯藨B(tài)角速度靜態(tài)測量方法
    5.1 引言
    5.2 航天器姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差分析
        5.2.1 主要非理想因素引起的測量誤差分析
        5.2.2 測量噪聲引起的誤差分析
    5.3 航天器姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差標定補償
        5.3.1 姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差補償分析
        5.3.2 航天器姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差補償
    5.4 陀螺飛輪測量與執(zhí)行功能分時復用設計
        5.4.1 測量與執(zhí)行功能分時復用設計
        5.4.2 陀螺飛輪分時復用應用的仿真驗證
    5.5 仿真及實驗驗證
        5.5.1 姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差補償?shù)姆抡骝炞C
        5.5.2 姿態(tài)角速度靜態(tài)測量誤差補償?shù)膶嶒烌炞C
    5.6 本章小結
第6章 基于非線性預測濾波的航天器姿態(tài)角速度動態(tài)測量方法
    6.1 引言
    6.2 航天器姿態(tài)角速度動態(tài)測量方程誤差分析
        6.2.1 系統(tǒng)模型誤差分析
        6.2.2 傳感器測量誤差分析
        6.2.3 仿真分析
    6.3 基于中心差分理論的改進非線性預測濾波方法
        6.3.1 中心差分理論
        6.3.2 非線性預測濾波方法
        6.3.3 基于中心差分理論的改進非線性預測濾波方法
    6.4 基于改進非線性預測濾波的航天器姿態(tài)角速度動態(tài)測量
        6.4.1 姿態(tài)角速度動態(tài)測量誤差補償分析
        6.4.2 基于改進非線性預測濾波的姿態(tài)角速度動態(tài)測量實現(xiàn)
        6.4.3 仿真驗證
    6.5 本章小結
結論
參考文獻
攻讀博士學位期間發(fā)表的論文及其他成果
致謝
個人簡歷

【參考文獻】

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本文編號：2838850