陀螺飛輪(Gyrowheel)作為一種新型的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中的主要部件,可以同時(shí)具備在航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中的作為執(zhí)行器輸出控制力矩的能力和作為姿態(tài)敏感器的測(cè)量航天器相對(duì)慣性空間姿態(tài)的功能。作為執(zhí)行器,陀螺飛輪可以充當(dāng)變速雙框架控制力矩陀螺,具有三軸力矩輸出能力;而作為敏感器則可以充當(dāng)動(dòng)力調(diào)諧陀螺儀,具有敏感兩軸傾側(cè)的能力。正是陀螺飛輪可同時(shí)充當(dāng)執(zhí)行器和敏感器這一特點(diǎn),可以將航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中硬件部分的體積、質(zhì)量和成本顯著降低,這在關(guān)于微小衛(wèi)星的研制方面有著重要意義。本文首先與傳統(tǒng)動(dòng)調(diào)陀螺類比,介紹了陀螺飛輪的機(jī)械結(jié)構(gòu),定義相關(guān)坐標(biāo)系并基于歐拉動(dòng)力學(xué)方程建立起兩軸運(yùn)動(dòng)方程。在此基礎(chǔ)之上,分別闡述了陀螺飛輪作為姿控元件的敏感航天器傾側(cè)與輸出力矩的工作機(jī)理。之后基于多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)對(duì)陀螺飛輪進(jìn)行了數(shù)學(xué)建模并利用Simulink模塊進(jìn)行驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)之上闡述了Adams虛擬樣機(jī)的建立方法,利用Adams建立的虛擬樣機(jī)仿真模型對(duì)上述所建立的多體動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行驗(yàn)證,確定了理想模型的正確性。利用所得到的模型作為基礎(chǔ),提出內(nèi)外撓性軸不正交、轉(zhuǎn)子質(zhì)心偏移、力矩器失配及支承結(jié)構(gòu)摩擦四種在實(shí)際工程中會(huì)出現(xiàn)的不理想因素,并分別驗(yàn)證了在這四種不理想因素添加后兩種仿真模型的一致性,從而進(jìn)一步通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析四種不理想因素對(duì)陀螺飛輪轉(zhuǎn)子運(yùn)動(dòng)特性的影響,并得出結(jié)論。最后在驗(yàn)證了實(shí)際樣機(jī)中十字萬(wàn)向節(jié)與仿真模型中撓性結(jié)構(gòu)兩種支承結(jié)構(gòu)的一致性的基礎(chǔ)上,通過(guò)樣機(jī)測(cè)試實(shí)驗(yàn)對(duì)比相同實(shí)驗(yàn)條件下實(shí)際樣機(jī)與仿真模型轉(zhuǎn)子輸出特性變化趨勢(shì)來(lái)對(duì)添加了支承結(jié)構(gòu)摩擦力矩的仿真模型進(jìn)行驗(yàn)證,并提出仿真模型存在的局限性。
【學(xué)位單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V448.22
【部分圖文】：

下面對(duì)現(xiàn)代的航天器系統(tǒng)的主動(dòng)姿態(tài)控制子系統(tǒng)的抽象結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)要的分析，如圖1-1所示：圖1-1主動(dòng)式姿態(tài)控制系統(tǒng)從圖中我們可以看出，航天器胸中主動(dòng)姿控系統(tǒng)主要由控制器系統(tǒng)、執(zhí)行器、航天器本體與敏感器組成。在航天器執(zhí)行任務(wù)的過(guò)程中，首先由敏感器系統(tǒng)對(duì)航天器本體相對(duì)于慣性空間的姿態(tài)信息進(jìn)行測(cè)量，再將姿態(tài)信息傳輸至控制器中，通過(guò)與目標(biāo)值的對(duì)比，根據(jù)相應(yīng)的控制算法輸出控制指令。當(dāng)控制指令輸入至執(zhí)行器，執(zhí)行器即根據(jù)指令輸出控制力矩來(lái)改變航天器姿態(tài)，而作為被控對(duì)象的航天器機(jī)械結(jié)構(gòu)本體則在這一過(guò)程中完成指定任務(wù)。由于航天器本體的設(shè)計(jì)及改進(jìn)對(duì)于不同的任務(wù)均有固定的需求，而控制器相- 2 -

變其空間內(nèi)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。其中飛輪方案又可細(xì)分為反作用飛輪與偏置動(dòng)量飛輪，這兩種方案的主要區(qū)別在于標(biāo)稱轉(zhuǎn)速。反作用飛輪具有零標(biāo)稱轉(zhuǎn)速，其機(jī)械結(jié)構(gòu)如圖1-2所示，而其輸出力矩則通過(guò)改變自身的轉(zhuǎn)速使得轉(zhuǎn)子正反轉(zhuǎn)加減速來(lái)實(shí)現(xiàn)，而這過(guò)程中的輸出力矩是作用于航天器本體的控制力矩[13]，因此這種控制方案的控制精度較高，劣勢(shì)則是當(dāng)飛輪的轉(zhuǎn)速在靈轉(zhuǎn)速附近時(shí)，反作用飛輪會(huì)顯示出一較為顯著的死區(qū)的特性。圖1-2反作用飛輪控制系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)裝配圖而與反作用飛輪零標(biāo)稱轉(zhuǎn)速不同，偏置動(dòng)量輪的工作轉(zhuǎn)速一般較高，利用轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速改變所產(chǎn)生動(dòng)量矩變化來(lái)輸出一反作用力矩用于對(duì)航天器姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整[14]。偏置動(dòng)量輪相對(duì)于反作用飛輪的優(yōu)勢(shì)是其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且能輸出較大力矩，但相對(duì)的劣勢(shì)是較低的控制精度。此外，前文中提到的磁力矩器，在航天器中的應(yīng)用主要就是為工作中可能會(huì)達(dá)到載荷飽和狀態(tài)的偏置動(dòng)量輪系統(tǒng)進(jìn)行載荷的卸載，因此只有在航天任務(wù)執(zhí)行精度要求不高時(shí)才會(huì)使用偏置動(dòng)量輪方案。此外

則是控制力矩陀螺（CMG），它通過(guò)扭轉(zhuǎn)陀螺框架來(lái)改變轉(zhuǎn)子，從而改變航天器姿態(tài)[15]。CMG可以在一定范圍內(nèi)對(duì)力矩進(jìn)又可以分為單、雙框架控制力矩陀螺兩大類。雖然相比飛輪方器方案，CMG的控制算法更為復(fù)雜，但它的控制效率要遠(yuǎn)高卸載次數(shù)也更少。同時(shí)在需要輸出較大的控制力矩時(shí)，CMGCMG響應(yīng)速度快、功耗低、壽命長(zhǎng)的優(yōu)點(diǎn)使得其在空間站、較大的航天器上應(yīng)用較為廣泛[16]。力矩輸出的自由度這一方面來(lái)比較，偏執(zhí)動(dòng)量飛輪方案、反作架控制力矩陀螺方案都只能實(shí)現(xiàn)單自由度的輸出，即若需要在力矩輸出來(lái)進(jìn)行姿態(tài)控制，則至少使用三套重復(fù)的互相正交裝至為了在發(fā)生故障時(shí)系統(tǒng)得以繼續(xù)運(yùn)行，還會(huì)額外裝配一套或這種在體積和質(zhì)量上都過(guò)于龐大的設(shè)計(jì)使得單框架力矩陀螺被陀螺，如圖1-3所示，兩個(gè)框架的結(jié)構(gòu)賦予了轉(zhuǎn)子垂直自轉(zhuǎn)軸力，而通過(guò)進(jìn)一步的改進(jìn)得到的可以改變轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變速雙框則真正實(shí)現(xiàn)了利用一個(gè)轉(zhuǎn)子實(shí)現(xiàn)三維姿態(tài)控制的目標(biāo)。
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2864956