卫星姿态控制ppt课件.ppt

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1、第六章航天器主动姿态稳定系统6.1喷气推力姿态稳定原理6.2喷气姿态稳定系统的非线性控制律6.3航天器的喷气推力器系统6.4飞轮姿态稳定原理6.5零动量反作用轮三轴姿态稳定系统6.6偏置动置轮三轴姿态稳定系统6.7控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统为了保证航天器在轨道坐标系中相对于平衡点的稳定性，除了采用上一章叙述的各种被动稳定方案以外，也可以利用控制系统实现对航天器姿态的主动稳定控制。与被动稳定方案比较，主动姿态稳定的优点是可以保证更高的精确度和快速性，缺点是结构复杂化，降低了可靠性，且增加了能源消耗，因此适用于高精度要求和大扰动力矩的情形。主动姿态稳定系统包括了喷气三轴稳定系统、以飞轮为主的三

2、轴稳定系统和磁力矩器轴稳定系统。第六章航天器主动姿态稳定系统喷气姿态稳定系统的运行基本上根据质量排出反作用喷气产生控制力矩的原理进行。图6.1表示一个典型的喷气三轴姿态稳定控制系统6.1喷气推力姿态稳定原理由于一个喷嘴只能产生一个方向的推力，因此系统的每个通道起码要有两个喷嘴。为了避免反作用喷气推力对航天器的轨道运动产生影响，一般地在同一方向都装上两个喷嘴，如图6．2所示，此时控制力矩由成对喷嘴产生(力偶)。点击观看虚拟现实演示分析图6.2得知，对装有三轴喷嘴所产生的控制力矩为（6.1）设由这些喷嘴产生的控制力矩矢量为，它以本体坐标系三轴控制力矩分量表示，则有(6.2)若本体坐标系为主轴坐标

3、系，则航天器在控制力矩的作用下，它的姿态动力学方程式为(6．3)式中，为作用于航天器的其他环境干扰力矩。喷嘴机构的简单工作原理如图6.3所示。喷气阀门在正比于姿态角及其的驱动信号u作用下，若不计衔铁运动的时间，就只有全开或全关的两种状态，所以喷射推力F不是零值就是某一常值。喷嘴原理是释放衔铁的信号，与之差称为滞宽。于是，按照形成推力F的原理，就可以获得由推力器产生的控制力矩M。的大小，即(6.4a)(6.4b)推力器实际上是一种继电系统，推力器的控制力矩变化分为三档：正开、关闭、负开，具体属于哪一档取决于航天器的姿态和控制律。这也就决定了推力器控制系统的非线性输出和断续工作形式。继电系统的稳

4、定状态是极限环自振荡。在这种系统的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极限环参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩，即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况正是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点。研究非线性控制系统常用的分析方法是相平面图解法和描述函数法。相平面是由姿态角和角速度所组成的平面，相平面图解法就是研究系统在相平面中的运动轨迹。这种方法对于研究较简单的低阶非线性系统具有简单和直观的优点。在相平面上可以研究过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿态控制性能指标。6.2喷气姿态稳定系统的非线性控制考虑三轴稳定航天器姿态角偏差很小的情况

5、，此时3个通道的姿态运动可以视作独立无耦合，且于是航天器的欧拉动力学方程式(6．3)可简化为(6.6a)(6.6b)(6.6c)三通道具有相同的简便形式，为此下面仅以俯仰通道为例进行讨论。1．基于位置反馈的继电控制律为了便于由浅入深的分析，首先将图6.4所示的推力器推力或力矩输出特性简化为单纯的继电型特性，即令，则航天器俯仰通道动力学方程和基于位置(只有角度而无角速度)反馈的继电控制律可列写为(6.7a)(6.7b)该式说明只要姿态有偏差，喷嘴立即产生恒定的推力力矩M，如图6.5所示。暂时令，把式(6.7)代入式(6.6b)得(6.8)式中，式(6.8)的解为(6.9a)(6.9b)式中，，

6、为初始姿态角度和初始姿态角速度。若消去式(6.9a)和(6.9b)中的时间变量t，就得到相轨迹方程，即(6.10)这个式子说明：相平面上的相轨迹是由一簇其轴线与横轴平行的抛物线组成。当时，相轨迹为直线，图6.6表示了这些相轨迹族。2．基于位置和速度反馈的死区继电控制律进一步地，在反馈控制系统中引人角速度反馈，并考虑推力器力或力矩输出特性中的死区特性，即在图6.4所示中令，此时对应的位置(角度)偏差为，如图6.7所示。相应的采用角度和角速度敏感器的继电型控制系统结构框图见图6.8。这里姿态角度敏感器可以采用红外地平仪，角速度敏感器可以是速率陀螺。控制规律如下：(6.11)在一般情况下，控制系统

7、将抑制运动受到的初始扰动，这种扰动出现于相平面中的点1()，如图6.9所示，然后使航天器进入极限环模式(自振荡)。具有死区特性的相平面运动对于给定的理想情况，自振荡周期可以按下述方法求得。运动方程对应于自振荡循环的直线段；而对应于抛物线段。在初始条件情况下对上述方程进行积分，对于整个abcd段，有和其中和分别是有推力与没有推力的时间。显然，自振荡周期为由于和，所以有(6.13)从相平面图6.9所示看到，极限环