用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.     

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺（Control moment gyroscopes,CMG）群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制（Nonlinear model predictive control,NMPC）实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.     

空间站零燃料姿态机动仿真系统设计与实现

采用控制力矩陀螺实现的姿态机动,无需消耗燃料,被称为零燃料姿态机动。为研究零燃料姿态机动,设计并实现了空间站零燃料姿态机动数值仿真系统,考虑了陀螺框架角速度限制等工程约束,引入了姿态敏感器、陀螺框架角等误差因素;对规划的姿态机动路径进行仿真,通过验证陀螺是否发生饱和,判断机动路径的可行性。数值仿真结果表明,通过控制器设计,数值仿真系统满足姿态控制精度和稳定性的要求,可作为空间站零燃料大角度姿态机动路径规划结果的仿真验证平台。     

SGCMGs驱动的挠性航天器有限时间自适应鲁棒控制

针对挠性航天器系统中同时存在单框架控制力矩陀螺群(Single gimbaled control moment gyroscopes, SGCMGs) 摩擦非线性、电磁干扰力矩、惯量摄动以及外部干扰等问题, 提出了一种有限时间自适应鲁棒控制(Finite-time adaptive robust control, FTARC) 方法. 针对系统中存在未知参数的情况, 分别设计自适应更新律, 使得控制器的设计不依赖参数信息, 同时减小外部干扰对系统的不利影响. 应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统姿态角误差和姿态角速度误差可在有限时间内收敛到原点附近的邻域内. 仿真结果表明, 所提控制律可实现挠性航天器姿态快速机动, 并获得甚高指向精度.     

一种改进的振动式微机械陀螺驱动电路

采用闭环控制电路使振动式微机械陀螺驱动模态保持谐振是提高其灵敏度和稳定性的最为直接、有效的方法.基于锁相控制环路是目前振动式陀螺驱动广泛采用的控制方法之一.对包括陀螺在内的锁相环各个环节进行了建模.对各部分模型线性化处理后,推导了微机械陀螺锁相环控制电路的系统传递函数.传递函数的分析表明该系统是一个有差系统,即压控振荡器发生频率和陀螺谐振频率总是存在一定的频差.文中引入了校正环节来消除稳态误差.采用音叉电容式微机械陀螺进行了实验,转台实验显示刻度因子有所提高,表明该控制方案能够有效的提高陀螺的灵敏度及其稳定性.     

参数不确定SGCMG系统的自适应操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中,如果考虑框架伺服特性,往往假设系统的物理参数是确切已知的.为消除参数的不确定性对操纵性能的影响,设计了一种自适应操纵律.该操纵律可对系统物理参数进行在线估计,并能根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令,直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩.由于操纵律没有算法奇异,在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下,可使操纵误差渐近收敛至零.同时,该操纵律对系统参数变化具有良好的适应性,且形式简单,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.     

控制力矩陀螺框架伺服系统期望补偿自适应鲁棒控制

本文针对控制力矩陀螺框架伺服系统中存在的参数不确定性、摩擦非线性及外部干扰问题,提出了一种考虑LuGre摩擦的自适应鲁棒控制方法.针对陀螺框架伺服系统未知惯量和阻尼系数、LuGre摩擦参数不确定性及未知外部干扰上界,设计参数更新律对其进行估计.在此基础上,为提高系统对不确定参数及未知干扰的鲁棒性,设计带有期望补偿的自适应鲁棒控制器,可实现对LuGre摩擦非线性的精确补偿,同时减小测量信号噪声及外部干扰对系统的不利影响.应用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的稳定性.对挠性航天器姿态机动控制的仿真结果,验证了所提方法的有效性.     

微型振动陀螺仪驱动电路的设计与优化

微陀螺驱动电压的频率和幅值稳定性是影响微陀螺工作性能的重要因素.针对微型振动陀螺仪的驱动电路设计问题,采用DSP的脉宽调制(PWM)功能发出正弦波,并采用闭环推挽式驱动控制方式,实现了驱动电压频率和幅值的高稳定性.同时对驱动电路中的带通滤波电路采用了最优化设计方法使得所设计的电路比原来的电路的带宽下降了50%.     

钟形振子式角速率陀螺驱动控制技术研究

钟形振子式角速率陀螺采用压电激励实现驱动模态振动。利用自抗扰控制算法对钟形振子式角速率陀螺的驱动模态进行了分析,通过构建扩张状态观测器,建立了钟形振子的自抗扰驱动控制模型,设计了钟形振子式角速率陀螺驱动模态的自抗扰控制器,使陀螺工作在调谐驱动。该设计能够补偿由加工制造误差以及环境变化等引起的陀螺参数变化,实现陀螺的固定频率谐振驱动,保持陀螺驱动轴输出信号幅值恒定。结合钟形振子式角速率陀螺实际参数,通过仿真和试验对该设计进行了验证,仿真和试验结果验证了该设计的有效性和可行性。     

微机械陀螺闭环驱动电路的新方法

闭环驱动方式是目前高性能微机械陀螺的主流驱动方式,大部分的闭环驱动电路采用了自动增益控制模块以稳定输出信号的幅度,但是,采用AGC模块会限制电路的线性工作范围,而且输出摆幅有限,因此制约了微机械陀螺系统的灵敏度和稳定性。基于以上不足,在建立微机械陀螺系统等效电路模型的基础上,提出一种新颖的解决方案,采用比较器代替AGC模块,实现对陀螺输出信号幅度的控制,这种方案不仅电路结构更为简单,而且增大了整体电路的线性工作范围,能够始终输出满量程的驱动信号。     

基于电磁感应原理的永磁旋转角加速度传感器研究

旋转系统的角加速度能够反映转轴对各种激励和动态干扰的响应,由此提出了一种基于电磁感应原理的永磁式旋转角加速度传感器。方法是通过永磁体建立恒定磁通,转子对磁通进行切割,存在瞬间角加速度时,传感器的输出绕组经过电磁耦合会产生与角加速度成正比的感生电动势。推导出了传感器的输出特性,并通过实验验证了传感器测量原理的正确性,经过理论分析得到旋转磁场的转速存在波动,是造成旋转系统产生角加速度的主要原因。构建了传感器系统的状态空间模型,对传感器的能控性和能观性进行了分析,并根据李雅普诺夫稳定判据,证明了传感器系统的大范围渐进稳定性。最后将传感器应用于振动转矩的测量并进行了标定,实验结果是该传感器的灵敏度约为39.08 mV/mN.m。     

一种激光多普勒扭矩传感器的设计原理研究

在空间坐标系中对旋转体上任意一点进行了的振动分析,利用激光多普勒技术设计了一种新型非接触式光学扭矩传感器,得到纯的扭振信号,消除了弯曲振动、线性运动、旋转体形状影响.     

Robust control of a hydraulically driven flexible arm

A new robust controller is proposed to regulate both flexural vibrations and rigid body motion of a hydraulically driven flexible ann. The controller combines backsteppmg control and sliding mode to arrive at a controller capable of dealing with a nonlinear system with uncertainties. The sliding mode technique is used to achieve an asymptotic joint angle and vibration regulation in the presence of payload uncertainty by providing a virtual torque input at the joint while the backstepping technique is used to regtthte the spool position of a hydraulic valve to provide the required torque. It is shown that there is no chatter in the hydraulic valve, which results in smoother operation of the system.     

基于交错卡尔曼滤波的MEMS陀螺测量修正

针对战术导弹上MEMS陀螺测量角速率误差大的不足,提出利用舵面控制量与弹体控制力矩的对应关系,通过弹体姿态动力学方程构建系统的状态方程,从而比低通滤波器更加真实地描述实际弹体的姿态变化;为了避免非线性方程线性化的误差和降低滤波计算量,利用交错卡尔曼滤波器通过对状态耦合项建立状态转移方程实现对原方程的伪线性化,从而有效降低运算量;最后通过对三轴转台上的MEMS惯组半物理仿真试验验证,该算法使低精度MEMS陀螺角速率测量误差降低到一半以下。     

微机械陀螺的仿真与优化

微机械陀螺依靠振动模态频率来测量旋转角速度,通常微机械结构的振动模态相当复杂。虽然已有很多文章研究了如何调节驱动模态和敏感模态以获得最大的敏感度,却很少有人分析微机械陀螺的振动模态。振动模态与陀螺结构的设计参数有极大的关系,这些参数包括陀螺检测质量的尺寸、支撑系统的类型和尺寸,以及用以制造陀螺主体的多晶硅的残余应力。研究了一个静电驱动、电容检测、敏感垂直轴角速度的陀螺(也称平面陀螺)。同时,用有限元法分析法对微机械陀螺的结构进行了分析。     

Stabilizability and stabilization of a rotating body-beam systemwith torque control

The stabilizability and stabilization of a rotating body-beam system with torque control are discussed. This system has a linear inertial manifold. An operator-theoretic argument is used to provide an alternative proof of this fact. By taking into account the effect of damping (structural or viscous), the stability result of J. Baillieul and M. Levi (1987) is proved using the LaSalle principle (1968). It is shown that there exists a critical angular velocity for the use of torque control to stabilize the system in the neutral configuration with constant angular velocity. For any constant angular velocity smaller than the critical one a feedback torque control law is given which exponentially strongly stabilizes the system in the neutral configuration with the system rotating at the given constant angular velocity     

Dynamics of a rotating flexible and symmetric spacecraft using impedance matrix in terms of the flexible appendages cantilever modes

The subject of this work is the dynamics of a rotating spacecraft. The spacecraft is modeled as a main rigid body connected to two flexible solar panels. The orbital motion of the whole spacecraft with a constant angular velocity is considered, interacting with small rigid motions of the main body, and small elastic deformations and infinitesimal vibrations of the solar panels. A continuum approach based on the Rayleigh–Ritz discretization is used to describe the distributed flexibility in the spacecraft. Rayleigh–Ritz discretization functions used are the clamped modes of the solar panels. This method enables us to construct the impedance matrix of the whole system relating to the displacement of the main body and the external torque. A spectral expansion of this impedance matrix, in terms of these clamped modes is obtained in the frequency domain. The numerical results presented show that for small values of orbital angular velocity, the vibration motion frequencies of the flexible parts (solar panels) are not perturbed substantially. Moreover, when great values of orbital angular velocity are simulated, these frequencies change considerably. The present investigation based on the Rayleigh–Ritz discretization shows the effect of the interaction between the orbital motion of the whole spacecraft and the vibration motions of the flexible parts.     

压电型微固体模态陀螺的相位差检测

压电型微固体模态陀螺是一种利用压电材料制作的新型固态微陀螺,具有高抗冲击、抗震动能力.陀螺主要部分为一压电质量块,研究发现其存在某阶特殊的振动模态作为原振动,通过感应哥氏力将敏感方向上输入的角速度转化为电信号.陀螺上设置有多个电极,各电极在工作状态下输出压电电压信号,通过检测电路测量信号间的相位差分析陀螺状态.TL714高速比较器将正弦信号转换为方波信号,通过TMS320F2812芯片采集数据进行处理,实现了对两路频率范围100 kHz~600 kHz信号的相位差检测.实验结果验证了该检测方法的有效性.     

Dynamics and control of a MEMS angle measuring gyroscope

This paper presents an algorithm for controlling vibratory MEMS gyroscopes so that they can directly measure the rotation angle without integration of the angular rate, thus eliminating the accumulation of numerical integration errors incurred in obtaining the angle from the angular rate. The proposed control algorithm consists of a weighted energy control and a mode tuning control. The weighed energy control compensates unequal damping terms and keeps the amplitude of oscillation constant in an inertial frame by maintaining the prescribed total energy. The mode tuning control continuously tunes mismatches in spring stiffness in order to maintain a straight line of oscillation for the proof mass. The simulation results demonstrate the feasibility of the control algorithm and the viability of the concept of using a vibratory gyroscope to directly measure rotation angle.     

Robust PID controller for flexible satellite attitude control under angular velocity and control torque constraint

A PID controller for flexible satellite attitude control with unknown perturbation is proposed in this paper. System inertia uncertainty, stochastic disturbance torque, and perturbation of flexible deformation are discussed, and the controller proposed in this paper is robust to these perturbations. A novel integral term is designed; hence the Lyapunov function structure is modified and the stability proof is simplified. The angular velocity constraint is discussed and a novel method to solve the angular velocity saturation issue is given. The control torque saturation issue is also taken into consideration. Stability for all conditions considered in this paper is proved by the Lyapunov method. The performance of the controller is demonstrated by numerical simulation.