自动控制原理实验

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1、自动控制原理实验报告2010-2011学年第一学期姓名：卢青班号：02020801学号：2008300557实验课题：深空探测器轨道控制一、实验目的：（1）通过相关模型的建立了解实际运用中自动控制过程的抽象化方法；（2）通过对相关传递函数的推导掌握简单控制器的设计步骤及其使用方法；（3）建立的模型需要加以验证作出相关的函数曲线；（4）熟练掌握自动过程设计过程中所需要的相关软件的使用方法，学会用计算机对所设计的模型进行验证；（5）通过对传递函数的相关计算加深对自动控制课程的理解，使所学习的知识更加牢固。二、实验背景及相关介绍：嫦娥二号卫星深空探测是指脱离地球引力场

2、，进入太阳系空间和宇宙空间的探测。主要有两方面的内容：一是对太阳系的各个行星进行深入探测，二是天文观测。深空探测意义重大，可以进一步解答地球如何起源与演变、行星和太阳系究竟是如何形成和演化、人类是不是宇宙中唯一的生命、地球的未来将如何等一系列问题，同时有利于人类积极开发和利用空间资源。尽管充满挑战和风险，尽管曾经遭遇失败，但人类探测深空的脚步不仅没有停止，反而在不断迈进，而且步伐还将越来越快。上图是我国今年发射的嫦娥二号的图片，嫦娥系列卫星的发射也标志着我国深空探测工作的全面展开。轨道控制是指对航天器施加控制力，改变其质心运动轨道的技术和方法。它包括轨道机动和轨

3、道修正。无摄动力或控制力的航天器的质心运动服从开普勒定律。但是当航天器受到外部摄动力作用后偏离预定的运行轨道或者需要改变到另一个轨道飞行时，必须通过控制来改变航天器质心运动的速度向量。实现航天器轨道控制的一整套装置或系统称为航天器轨道控制系统。航天器的轨道一般由主动飞行段和自由飞行段(也称被动飞行段)组成。主动飞行段是航天器轨道控制发动机(又称变轨发动机)点火段，发动机熄火后是自由飞行段。自由飞行段的轨道由主动飞行段结束时航天器的位置和速度向量、引力场和其他外部环境摄动力向量决定。用于改变航天器质心运动速度向量的控制力有反作用推力和自然环境力(如行星引力、气动力

4、、太阳辐射压力和地磁力)等。航天器的轨道控制常使用喷气发动机和小推力电推进器。嫦娥一号转移轨道示意图随着航天任务的复杂化，对航天器轨道控制的精度、机动性和自主性提出了越来越高的要求。未来空间站既有轨道保持又有交会对接，要求有很高的自主性。星际航行由于航程远，无线电波传输时间长，难以在地球上或地球轨道上进行遥控，因此需要由航天器进行自主导航和控制。提高军用卫星的自主轨道控制能力尤为重要，一方面可以降低对地面测控站的依赖程度，另一方面能提高保密性和抗干扰性。因此，自主导航和控制是航天器轨道控制技术的一个发展方向。如图所示是我国嫦娥卫星的转移轨道示意图。一、模型建立与

5、分析：本次试验需要讨论的问题是深空探测器的轨道控制，深空探测在太空中运行要承受强辐射高真空等等一系列极端环境的考验。要想使探测器按照人们预想的航路飞行，就必须对航天器进行有效地控制，保证其正常工作。通常有星地大回路控制方式和航天器自主控制方式等等。为了降低实验的难度，我将实验模型进行了简化，即认为深空探测器在运行的过程中只靠发动机推力改变自己的运动轨道。设计出的控制器可以实现航天器由初始位置运动到预定位置的制动过程。一种航天器推进器示意图在这个模型中输入便变量是航天器所要到达的位置，经过一个微分控制器得到一个速度量，速度量输入推进装置使推进装置发生动作产生必要的

6、推力，把航天器推到相应的位置。系统结构图如下所示。作用后到达位置预期位置G1（s）G2（s）G3（s）H（s）图（01）一、控制器设计：在这一部分中重点讨论传递函数的推导过程与控制器的设计过程。通过相关的物理公式与过程计算得出系统的传递函数，从而设计出相关的控制器。如图（01）所示设各个环节的传递函数分别为：G1（s）、G2（s）、G3（s），反馈环节的传递函数为H（s），下面分别对上述传递函数进行相关的推导。首先是G1（s），它表示预置位置到速度的传递函数，具体推导过程如下：图（02）设R（t）表示t时刻的位置，V（t）表示t时刻的速度。为方便推导采用地心坐标

7、系，以地球为例，即原点位于参考星球质心，Z轴沿赤道面法线指向北极，X轴瞬时赤道面内指向历元平春分点，Y轴按右手法则确定。如图（02）所示。（1）推导：由运动学关系可得：（1）对式（1）两边求拉普拉斯变换可得：（2）为方便化简取R（0）=0，则式（2）可以写为：（3）由式（3）可得：（1）推导：表示速度信号作用于喷气发动机使其产生相应的推力。首先对喷气发动机的推力产生原理进行简单介绍，喷气发动机大多数是利用反冲原理产生推力的。有如下公式：说明：T：表示发动机推力；：表示气体的质量流率；：表示喷气速度；：表示喷嘴出气口的压强；：表示喷嘴出口面积。成为动推力，其大小取

8、决于燃气的质量流率和喷气