衛(wèi)星姿態(tài)控制ppt課件.ppt

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1、第六章航天器主動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)6.1噴氣推力姿態(tài)穩(wěn)定原理6.2噴氣姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的非線性控制律6.3航天器的噴氣推力器系統(tǒng)6.4飛輪姿態(tài)穩(wěn)定原理6.5零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)6.6偏置動置輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)6.7控制力矩陀螺三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)為了保證航天器在軌道坐標(biāo)系中相對于平衡點(diǎn)的穩(wěn)定性，除了采用上一章敘述的各種被動穩(wěn)定方案以外，也可以利用控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對航天器姿態(tài)的主動穩(wěn)定控制。與被動穩(wěn)定方案比較，主動姿態(tài)穩(wěn)定的優(yōu)點(diǎn)是可以保證更高的精確度和快速性，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，降低了可靠性，且增加了能源消耗，因此適用于高精度要求和大擾動力矩的情形。主動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)包括了噴氣三軸穩(wěn)定系統(tǒng)、以飛輪為主的三

2、軸穩(wěn)定系統(tǒng)和磁力矩器軸穩(wěn)定系統(tǒng)。第六章航天器主動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)噴氣姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的運(yùn)行基本上根據(jù)質(zhì)量排出反作用噴氣產(chǎn)生控制力矩的原理進(jìn)行。圖6.1表示一個典型的噴氣三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)6.1噴氣推力姿態(tài)穩(wěn)定原理由于一個噴嘴只能產(chǎn)生一個方向的推力，因此系統(tǒng)的每個通道起碼要有兩個噴嘴。為了避免反作用噴氣推力對航天器的軌道運(yùn)動產(chǎn)生影響，一般地在同一方向都裝上兩個噴嘴，如圖6．2所示，此時控制力矩由成對噴嘴產(chǎn)生(力偶)。點(diǎn)擊觀看虛擬現(xiàn)實(shí)演示分析圖6.2得知，對裝有三軸噴嘴所產(chǎn)生的控制力矩為（6.1）設(shè)由這些噴嘴產(chǎn)生的控制力矩矢量為，它以本體坐標(biāo)系三軸控制力矩分量表示，則有(6.2)若本體坐標(biāo)系為主軸坐標(biāo)

3、系，則航天器在控制力矩的作用下，它的姿態(tài)動力學(xué)方程式為(6．3)式中，為作用于航天器的其他環(huán)境干擾力矩。噴嘴機(jī)構(gòu)的簡單工作原理如圖6.3所示。噴氣閥門在正比于姿態(tài)角及其的驅(qū)動信號u作用下，若不計銜鐵運(yùn)動的時間，就只有全開或全關(guān)的兩種狀態(tài)，所以噴射推力F不是零值就是某一常值。噴嘴原理是釋放銜鐵的信號，與之差稱為滯寬。于是，按照形成推力F的原理，就可以獲得由推力器產(chǎn)生的控制力矩M。的大小，即(6.4a)(6.4b)推力器實(shí)際上是一種繼電系統(tǒng)，推力器的控制力矩變化分為三檔：正開、關(guān)閉、負(fù)開，具體屬于哪一檔取決于航天器的姿態(tài)和控制律。這也就決定了推力器控制系統(tǒng)的非線性輸出和斷續(xù)工作形式。繼電系統(tǒng)的穩(wěn)

4、定狀態(tài)是極限環(huán)自振蕩。在這種系統(tǒng)的設(shè)計中，重要的是選擇自振蕩頻率和振幅，即極限環(huán)參數(shù)，使它們最佳地滿足精度和能量消耗的要求。噴氣控制最適合于抵消具有常值分量的擾動力矩，即非周期性擾動力矩，例如氣動擾動力矩。這種情況正是低軌道航天器擾動力矩所具有的特點(diǎn)。研究非線性控制系統(tǒng)常用的分析方法是相平面圖解法和描述函數(shù)法。相平面是由姿態(tài)角和角速度所組成的平面，相平面圖解法就是研究系統(tǒng)在相平面中的運(yùn)動軌跡。這種方法對于研究較簡單的低階非線性系統(tǒng)具有簡單和直觀的優(yōu)點(diǎn)。在相平面上可以研究過渡過程時間、超調(diào)量、極限環(huán)等主要姿態(tài)控制性能指標(biāo)。6.2噴氣姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的非線性控制考慮三軸穩(wěn)定航天器姿態(tài)角偏差很小的情況

5、，此時3個通道的姿態(tài)運(yùn)動可以視作獨(dú)立無耦合，且于是航天器的歐拉動力學(xué)方程式(6．3)可簡化為(6.6a)(6.6b)(6.6c)三通道具有相同的簡便形式，為此下面僅以俯仰通道為例進(jìn)行討論。1．基于位置反饋的繼電控制律為了便于由淺入深的分析，首先將圖6.4所示的推力器推力或力矩輸出特性簡化為單純的繼電型特性，即令，則航天器俯仰通道動力學(xué)方程和基于位置(只有角度而無角速度)反饋的繼電控制律可列寫為(6.7a)(6.7b)該式說明只要姿態(tài)有偏差，噴嘴立即產(chǎn)生恒定的推力力矩M，如圖6.5所示。暫時令，把式(6.7)代入式(6.6b)得(6.8)式中，式(6.8)的解為(6.9a)(6.9b)式中，，

6、為初始姿態(tài)角度和初始姿態(tài)角速度。若消去式(6.9a)和(6.9b)中的時間變量t，就得到相軌跡方程，即(6.10)這個式子說明：相平面上的相軌跡是由一簇其軸線與橫軸平行的拋物線組成。當(dāng)時，相軌跡為直線，圖6.6表示了這些相軌跡族。2．基于位置和速度反饋的死區(qū)繼電控制律進(jìn)一步地，在反饋控制系統(tǒng)中引人角速度反饋，并考慮推力器力或力矩輸出特性中的死區(qū)特性，即在圖6.4所示中令，此時對應(yīng)的位置(角度)偏差為，如圖6.7所示。相應(yīng)的采用角度和角速度敏感器的繼電型控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見圖6.8。這里姿態(tài)角度敏感器可以采用紅外地平儀，角速度敏感器可以是速率陀螺?？刂埔?guī)律如下：(6.11)在一般情況下，控制系統(tǒng)

7、將抑制運(yùn)動受到的初始擾動，這種擾動出現(xiàn)于相平面中的點(diǎn)1()，如圖6.9所示，然后使航天器進(jìn)入極限環(huán)模式(自振蕩)。具有死區(qū)特性的相平面運(yùn)動對于給定的理想情況，自振蕩周期可以按下述方法求得。運(yùn)動方程對應(yīng)于自振蕩循環(huán)的直線段；而對應(yīng)于拋物線段。在初始條件情況下對上述方程進(jìn)行積分，對于整個abcd段，有和其中和分別是有推力與沒有推力的時間。顯然，自振蕩周期為由于和，所以有(6.13)從相平面圖6.9所示看到，極限環(huán)