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《繞固定軸旋轉(zhuǎn)航天器姿態(tài)解耦控制》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫(kù)。
1、2014年第3期導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)No.32014總第332期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo.332文章編號(hào)：1004-7182(2014)03-0024-05DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20140306繞固定軸旋轉(zhuǎn)航天器姿態(tài)解耦控制黃喜元，高朝輝，劉偉（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）摘要：繞固定軸旋轉(zhuǎn)可改善低溫推進(jìn)航天器自身的熱流情況，減小貯箱推進(jìn)劑的蒸發(fā)量，然而，航天器繞固定軸旋轉(zhuǎn)給控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)復(fù)雜的非線性耦合問(wèn)題。針對(duì)繞固
2、定軸旋轉(zhuǎn)航天器的姿態(tài)控制問(wèn)題，提出一種姿態(tài)解耦控制方案，該方案首先將姿態(tài)控制系統(tǒng)分解兩個(gè)獨(dú)立的子系統(tǒng)，降低系統(tǒng)的復(fù)雜性，然后根據(jù)子系統(tǒng)的特點(diǎn)利用反饋線性化的方法分別設(shè)計(jì)了航天器滾動(dòng)通道的角速率反饋控制器和俯仰偏航通道的解耦PD控制器，實(shí)現(xiàn)繞固定軸旋轉(zhuǎn)航天器的姿態(tài)解耦控制。基于某繞縱軸以1(°)/s慢速旋轉(zhuǎn)對(duì)日定向航天器的仿真分析驗(yàn)證了所提設(shè)計(jì)方法的有效性，顯示了解耦控制器良好的控制性能。關(guān)鍵詞：解耦控制；旋轉(zhuǎn)航天器；反饋線性化中圖分類號(hào)：V448.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：AAttitudeDecouplingControlfo
3、rRollingSpacecraftHuangXiyuan,GaoChaohui,LiuWei(ResearchandDevelopmentCenter,ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing,100076)Abstract：Cryogenicpropellantspacecraftrollingabouttheinertiaprincipalaxiscanchangetheheatofspacecraftitselfandreducethepropellanttr
4、anspirationoftanks.However,thiscouldleadtocomplexnonlinearcouplingofcontrolsystem.Fortheissuesofattitudecontrolfortherollingspacecraft,aschemefordesigningofattitudedecouplingcontrolsystemisproposed.Toachievetheproposedcontrolscheme,thecomplexsystemissimplifiedi
5、ntotwoindependentsubsystemsfirstly,andthenutilizingfeedbacklinearization,anangularratefeedbackcontrollerfortherollchannelandaPDcontrollerforpitch-yawchannelaredesignedrespectively.Tovalidateitseffectiveness,thisapproachisappliedtothesimulationofaspacecraftwith1
6、o/srollingrate,andsimulationresultsshowthatthedesignedcontrollerhasgoodcontrolperformance.KeyWords:Decouplingcontrol;Rollingspacecraft;Feedbacklinearization0引言姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行了0.5～1.5（°）/s的自旋。航天器低溫推進(jìn)劑具有優(yōu)良的性能，且價(jià)格相對(duì)低廉，在軌滑行的自旋可以使結(jié)構(gòu)受熱均勻，減小低溫推進(jìn)是進(jìn)入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟(jì)、效率最高的化學(xué)推進(jìn)劑的局部熱分層
7、，進(jìn)而減小低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)量，降劑，也是未來(lái)月球探測(cè)、火星探測(cè)及更遠(yuǎn)距離深空探低被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)的壓力。然而，由于航天器還需維測(cè)的首選推進(jìn)劑。然而，由于沸點(diǎn)低，低溫推進(jìn)劑難持其他方向的姿態(tài)穩(wěn)定，航天器繞固定軸旋轉(zhuǎn)給姿態(tài)于長(zhǎng)時(shí)間存儲(chǔ)。為適應(yīng)未來(lái)月球探測(cè)、火星探測(cè)及更控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)了復(fù)雜的非線性耦合問(wèn)題，必須遠(yuǎn)距離深空探測(cè)系統(tǒng)在軌長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行的需求，必須解加以解決。[1~3]決低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量的控制問(wèn)題。本文針對(duì)長(zhǎng)時(shí)間在軌低溫推進(jìn)航天器，研究航天為改善低溫推進(jìn)航天器的熱流情況，采用姿態(tài)控器繞固定軸慢速旋轉(zhuǎn)下的姿態(tài)解耦控制
8、方法?；跉W[3]制技術(shù)是一種較為簡(jiǎn)單的方案。如美國(guó)德?tīng)査?上面拉角描述航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，通過(guò)模型級(jí)在長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中，為了改善上面級(jí)的熱流情況，簡(jiǎn)化方法，利用反饋線性化理論，對(duì)航天器進(jìn)行姿態(tài)上面級(jí)姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行了1.0～1.5（°）/s的自旋；解耦，分別設(shè)計(jì)了航天器的角速度反饋控制器和PD姿美國(guó)宇宙神5的半人馬座上面級(jí)在長(zhǎng)時(shí)間滑
