[發(fā)明專利]一種基于磁懸浮控制敏感陀螺的航天器姿態(tài)與振動一體化控制方法

在審

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• 申請日: 2018-07-27
• 公開（公告）號: CN109189086A
• 公開（公告）日: 2019-01-11
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 陳曉岑;任元;蔡遠(yuǎn)文;樊亞洪;尹增愿;李楠;姚義軍;夏長峰
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍戰(zhàn)略支援部隊(duì)航天工程大學(xué);中國人民解放軍陸軍研究院炮兵防空兵研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京中政聯(lián)科專利代理事務(wù)所(普通合伙) 11489
• 代理人: 陳超

本發(fā)明涉及一種基于磁懸浮控制敏感陀螺(MSCSG)的航天器姿態(tài)和振動一體化控制方法。利用MSCSG構(gòu)型中的陀螺框架旋轉(zhuǎn)輸出的陀螺力矩控制航天器姿態(tài)機(jī)動，同時利用磁懸浮轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)輸出的微框架力矩抑制航天器微振動干擾；通過設(shè)計合理的帶通濾波器實(shí)現(xiàn)姿控環(huán)與抑振環(huán)的有效分離；再利用航天器的姿控/抑振一體化控制器保證了姿控環(huán)/抑振環(huán)的雙閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定；從系統(tǒng)級實(shí)現(xiàn)了航天器的姿控與抑振一體化。本發(fā)明屬于磁懸浮陀螺控制技術(shù)領(lǐng)域，可應(yīng)用于使用MSCSG作為姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的航天器隔振設(shè)計。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于磁懸浮控制敏感陀螺(MSCSG)的航天器姿態(tài)與振動一體化控制方法，適用于采用MSCSG作為航天器姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的航天器的微振動抑制設(shè)計。

技術(shù)背景

星上如動量輪、機(jī)械式控制力矩陀螺的轉(zhuǎn)動、制冷劑的晃動、太陽能電池帆板等撓性附件進(jìn)出陰影時冷熱交變誘發(fā)的熱震顫都會使航天器產(chǎn)生小幅、寬頻的微振動。微振動已成為制約航天器有效載荷發(fā)揮作用的瓶頸。

目前微振動抑制技術(shù)包括部件級與系統(tǒng)級隔振，部件級隔振主要針對振源或者有效載荷展開，大致分為被動隔振，主動振動抑制，半主動隔振，主被動一體化振動抑制。被動隔振主要用來抑制高頻振動，由于采用的隔振元件彈簧存在共振頻率，因此該方法存在高頻隔振與諧振抑制的沖突，導(dǎo)致隔振精度不高。主動振動抑制主要對低頻振動抑制效果良好，但是需要外加能源、控制器，成本較高。半主動隔振彌補(bǔ)了被動隔振的缺陷，但是其重量較大，不太適用于嚴(yán)格控制重量指標(biāo)的航天器。主被動一體化振動控制隔振頻帶較寬，但是結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。另外，部件級隔振由于忽略了個體振源與中心剛體之間的耦合，導(dǎo)致整星的抑振效果有限，無法保證航天器良好的動態(tài)性能。系統(tǒng)級抑振通常將振動當(dāng)作一種外加擾動，通過在姿態(tài)控制律中增加魯棒控制的方法予以抑制。但是，由于受限于現(xiàn)有姿控系統(tǒng)帶寬，再加上操縱律和姿控律的約束，該類控制方法要滿足一定的姿態(tài)穩(wěn)定度所需的收斂時間較長，其姿態(tài)控制的精度和振動抑制的速度很難同時達(dá)到理想的效果。還有學(xué)者利用姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行擾動抑制，王平等人在《一種磁懸浮控制力矩陀螺轉(zhuǎn)子系統(tǒng)解耦和擾動抑制方法》提出利用磁懸浮轉(zhuǎn)子進(jìn)行小幅值擾動抑制，由于轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)范圍很小，該方法無法同步實(shí)現(xiàn)航天器的大角度機(jī)動。

MSCSG是一種新型的慣性執(zhí)行機(jī)構(gòu)，既具備磁懸浮控制力矩陀螺(MSCMG)的輸出力矩功能又具有磁懸浮敏感陀螺的角速率測量功能。主要由磁懸浮轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(MSR)和框架伺服系統(tǒng)組成。MSR具有2自由度微框架力矩輸出能力和2自由度角速率敏感功能。由于轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)是由洛倫茲力磁軸承產(chǎn)生的，因此，微框架力矩輸出精度比MSCMG更高，同時，由于MSCSG的特殊結(jié)構(gòu)，轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)角度比MSCMG更大，因此，MSCSG的微框架力矩具備抑制航天器微振動的優(yōu)勢。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：針對航天器的微振動抑制問題，提出一種在不忽略航天器中心剛體和振源間耦合且不增加額外硬件資源的條件下，利用姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)MSCSG本身來抑制航天器的微振動，它從系統(tǒng)級角度實(shí)現(xiàn)了航天器的姿控/抑振一體化，提高了航天器姿態(tài)控制精度和振動抑制的收斂速度。既拓展了MSCSG的空間應(yīng)用范圍，又是航天器微振動抑制領(lǐng)域的一種全新的技術(shù)途徑。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：

利用MSCSG構(gòu)型中的陀螺框架旋轉(zhuǎn)輸出的陀螺力矩控制航天器姿態(tài)機(jī)動，利用MSCSG構(gòu)型中的磁懸浮轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)輸出的微框架力矩抑制航天器微振動，具體包括以下步驟：

(1)考慮轉(zhuǎn)子偏轉(zhuǎn)條件下的在軌單個MSCSG動力學(xué)建模

在軌單個MSCSG角動量及其變化率可表示為：