基于动量交换航天器姿态控制问题研究

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1、基于动量交换航天器姿态控制问题研究第1章绪论1.1课题的背景及意义在航天领域中，需要航天器执行的任务越来越多，要求航天器具有高指向精度，高机动能力，高姿态稳定度以及长使用寿命。由于执行器的执行能力很大程度上决定着航天器上述性能指标，因此航天器执行机构在航天器的发展中至关重要。时至今日，航天器几乎全部采取了主动控制方式以获得更精确的姿态控制，即航天器已无法脱离执行机构而独立存在。目前航天器常用的执行机构有喷气推力器，磁力矩器，飞轮和控制力矩陀螺(ControlMomentGyro,CMG)等[1]。其中喷气推力器广泛应用于航

2、天器的轨道与姿态控制中，具有较好的控制效果，但缺点是航天器所携带用于喷气推力器消耗的燃料有限，过度消耗燃料会影响航天器的在轨寿命，且推力器会产生喷气羽流，对航天器上携带的精密仪器产生影响。而磁力矩器则是通过和地球磁场相互作用产生力矩，不需消耗燃料便可以对航天器进行姿态轨道控制，但缺点是产生的控制力矩过小，在地球磁场微弱的高轨上，难以满足多数航天器的控制需求。随着航天技术的发展，飞轮与控制力矩陀螺等以动量交换的方式实现对航天器姿态控制的执行机构得到了广泛应用，这些动量交换装置控制稳定性高，机动灵活，且不需要消耗燃料，使得航天

3、器发射成本大幅度降低，延长了使用寿命，其好处是不言而喻的，国内外对其关注程度也与日俱增[2–4]。飞轮按照本身是否提供偏置角动量可分为反作用飞轮与动量轮，这两种飞轮在控制方法的理论研究中并无差异，所有这里不予区分。飞轮作为一类动量交换装置，相对于CMG具有体积小，重量轻，输出力矩小的特点，常用于对质量与体积要求苛刻的小型航天器中。据统计，截止目前，全球发射的600多颗小卫星中，有半数以上采用了飞轮作为星上主要执行机构用于完成卫星的姿态机动任务[5]。.1.2国内外研究现状及分析航天器姿态控制执行机构依据产生力矩

4、的原理可分为质量排出式、动量交换式和环境场式三种类型，其中动量交换式执行机构以无污染，不消耗燃料等优点在航天器姿态控制中已不可缺少。我们主要研究动量交换式执行机构中飞轮与SGCMG两种执行机构，选择这两种执行机构进行研究的原因是由于其在实际应用中所出现的问题最具代表性，相应的结论可以推广到其他动量交换装置之中，且这两种执行机构在实际工程中应用最为广泛。现综合国内外研究现状，针对这两种执行机构的应用方案，控制研究进展等方面分别予以叙述。飞轮实际上是一个具有大转动惯量的电机，电机高速旋转产生大角动量，通过控制电机转速即可改变该

5、角动量大小，进而与航天器之间进行动量交换，实现卫星姿态控制[5]。在对航天器姿态控制器设计时，我们常把飞轮群与航天器的动量交换过程看做飞轮与航天器之间的相互力矩作用，即作用在飞轮上使飞轮改变转速的电磁力矩，同时以反作用力矩作用在航天器上来控制航天器姿态。由于单个飞轮在空间中只能输出单方向力矩，所以为获得空间中任意力矩方向至少要不少于3个飞轮同时使用[12,13]。另一方面，为了防止由飞轮失效导致航天器姿态控制系统失效，且为获得动量交换装置更大的角动量包络，航天器上一般安装4个飞轮构成冗余构型，其构型方式一般为3正交+1斜交

6、构型或金字塔构型[14]。第2章航天器控制系统的建模及可控性分析2.1引言为了分析航天器与动量交换装置构成的整体系统，针对采用特定动量交换装置构型的航天器所出现的特殊物理问题对整体系统进行控制器设计，以完成航天器姿态控制要求，首先需要给出航天器姿态运动学及动力学模型，动量交换装置的数学模型，并建立整体系统的状态方程描述。本章首先给出论文中所需要的坐标系及其转换关系，由于SGCMG动力学模型及其系统的可控性结论可简单推广至飞轮群系统中，所以这里仅考虑SGCMG群与航天器组成的整体系统，分别给出航天器与SGCMG群的传统数学模

7、型，随后对在重力场中的整体系统进行数学建模，在考虑航天器短时间内大角度机动的前提下将系统化简为仿射非线性形式，应用系统的Hamiltonian结构及可控性相关定理证明系统在包含奇异状态前提下的可控性，为进一步研究基于动量交换的航天器姿态控制器设计问题奠定基础。2.2坐标系描述及其转换关系为了描述航天器姿态及SGCMG的运动，需要引入如下坐标系：地心惯性坐标系、轨道坐标系、体坐标系、SGCMG框架坐标系和转子坐标系。下面给出各坐标系的定义及相互转换关系。本章首先给出了航天器与SGCMG群的传统状态方程，并指出该状态方程在控制

8、上的缺陷。在此基础上，将刚体航天器与SGCMG群看作整体系统，应用Lagrangian方程与Hamiltonian方程对整体系统进行动力学建模，给出了整体系统的状态方程，并对该状态方程在动量水平集合上的可控性进行了分析。与传统系统模型不同，所建立的整体系统模型最大程度的扩大了系统可控集合，为存在SGCM