發(fā)布時間：2020-07-04 00:36

【摘要】：隨著微納衛(wèi)星在空間環(huán)境感知、通信以及遙感等領(lǐng)域的大規(guī)模應(yīng)用,提升微納衛(wèi)星平臺的快速軌道機動能力的需求越來越迫切。固體火箭推力器具有密度沖量高、結(jié)構(gòu)簡單、性能可靠等優(yōu)勢,未來在微納衛(wèi)星大規(guī)模星座部署、壽命末期離軌以及空間攻防等任務(wù)中有較高的應(yīng)用前景。但推力器普遍存在的推力偏心力矩容易導(dǎo)致衛(wèi)星姿態(tài)發(fā)生翻轉(zhuǎn),嚴重影響了變軌精度。本文以應(yīng)用固體火箭推力器完成變軌任務(wù)為背景,提出一種質(zhì)量矩姿態(tài)控制技術(shù)來實現(xiàn)微納衛(wèi)星快速機動過程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制,對其中存在的理論和技術(shù)問題進行了較為全面的研究。主要工作包括:一,針對衛(wèi)星變軌機動對姿態(tài)控制的需求,結(jié)合固體火箭推力器的擾動力矩特性,設(shè)計了一種俯仰加偏航二維活動質(zhì)量塊配置的質(zhì)量矩姿態(tài)控制系統(tǒng)�；谂ｎD歐拉法建立了八自由度動力學(xué)模型,模型包括三維系統(tǒng)平動動力學(xué)方程、三維繞形心轉(zhuǎn)動動力學(xué)方程以及二維滑塊平動動力學(xué)方程,在建模過程中首次考慮了固體火箭推力器工作過程中的推進劑質(zhì)量變化。從模型形式上來看,由于活動質(zhì)量塊運動帶來的慣性力以及與星體間的相互作用形成的耦合因素導(dǎo)致動力學(xué)模型的形式較為復(fù)雜。二,建立了活動質(zhì)量塊運動與姿態(tài)角運動之間以及活動質(zhì)量塊驅(qū)動力與位移之間的關(guān)系表達式,并深入分析了其運動特性。具體開展的工作有:1)通過對推力外力矩的展開式分析得到質(zhì)量矩控制機理:Y軸和Z軸活動質(zhì)量塊運動時分別產(chǎn)生偏航和俯仰控制力矩,且相互之間不存在協(xié)調(diào)控制問題;2)展開分析了由于活動質(zhì)量塊運動引入的附加轉(zhuǎn)動慣量、附加慣性力矩、附加哥氏力矩和附加陀螺力矩對姿態(tài)角運動的影響,以及由于姿態(tài)角運動引入的附加慣性力、附加哥氏力和附加陀螺慣性力對活動質(zhì)量塊位移運動的影響;3)仿真研究了質(zhì)量矩系統(tǒng)參數(shù)對控制系統(tǒng)操縱性能的影響規(guī)律,具體包括活動質(zhì)量塊質(zhì)量比、運動行程,固體推進劑的燃燒方式、結(jié)構(gòu)尺寸,以及活動質(zhì)量塊的安裝位置;4)針對活動質(zhì)量塊運動帶來的系統(tǒng)抖動以及通道耦合的問題,提出了雙對稱布局的質(zhì)量矩執(zhí)行機構(gòu)配置形式,修正了姿態(tài)控制動力學(xué)模型與活動質(zhì)量塊動力學(xué)模型,對其動力學(xué)特性以及控制性能進行了仿真分析,結(jié)果表明:這種構(gòu)型可以大幅減小附加擾動力矩和附加轉(zhuǎn)動慣量的大小,有效提高質(zhì)量矩控制系統(tǒng)的操縱性能。三,對姿態(tài)控制模型和質(zhì)量塊位置控制模型進行了合理簡化,并分析了其跟蹤完整模型的誤差情況。針對質(zhì)量矩控制系統(tǒng)的雙回路閉環(huán)控制問題,采用了兩種控制律設(shè)計方法:1)為解決推進劑燃燒過程帶來的模型參數(shù)不確定及外部擾動,設(shè)計了一種動態(tài)非線性滑模面,并以俯仰姿態(tài)控制以及Z軸滑塊位置控制為例推導(dǎo)了全局滑模控制律;2)基于標(biāo)準(zhǔn)退步控制設(shè)計了質(zhì)量矩控制律,為解決“微分爆炸”問題,引入了動態(tài)面的控制方法,并基于Lyapunov理論進行了穩(wěn)定性證明。數(shù)值仿真結(jié)果表明:使用全局滑�？刂破髂苡行Э朔獠扛蓴_,具有較強的魯棒性,但俯仰和偏航通道均存在一定的穩(wěn)態(tài)誤差,以及產(chǎn)生了4°和2.6°的超調(diào)量;而使用動態(tài)面退步滑�？刂破鞯玫降幕顒淤|(zhì)量塊控制力指令能使得俯仰偏航角能在0.5s內(nèi)快速穩(wěn)定,系統(tǒng)輸出對指令的跟蹤性能良好,在變軌結(jié)束后軌道系下X軸速度與理想值的偏差僅為0.024m/s,優(yōu)于全局滑�？刂破�。四,為拓展質(zhì)量矩控制技術(shù)在衛(wèi)星無尾部推力時的應(yīng)用,研究了低軌衛(wèi)星在氣動力矩作用下的質(zhì)量矩主動姿態(tài)控制方法。通過對低軌衛(wèi)星受到的環(huán)境力矩建模以及與質(zhì)心運動的相關(guān)性分析,論述了氣動力矩作為主動姿態(tài)控制手段的可行性。在對氣動力矩作用下的質(zhì)量矩控制系統(tǒng)完整建模的基礎(chǔ)上,研究了其控制機理,并針對活動質(zhì)量塊個數(shù)少于姿態(tài)自由度個數(shù)這類欠驅(qū)動控制系統(tǒng),推導(dǎo)了欠驅(qū)動質(zhì)量矩滑�？刂坡�,仿真結(jié)果表明:對于300km軌道高度的立方星來說,當(dāng)使用質(zhì)量矩控制時,俯仰通道以及滾動偏航通道分別在500s和3000s左右歸于期望姿態(tài),當(dāng)采用“柔化函數(shù)法”設(shè)計控制律時能解決滑塊位移抖振的問題。五,基于前文理論研究的基礎(chǔ)研制了雙對稱布局的質(zhì)量矩執(zhí)行機構(gòu),采用直流無刷伺服直線電機作為驅(qū)動功能部件,質(zhì)量矩控制板以STM32F407芯片為核心,控制程序在FreeRTOS實時操作系統(tǒng)下運行。為對質(zhì)量矩控制概念以及原理樣機性能進行驗證,設(shè)計了一套質(zhì)量矩桌面演示系統(tǒng),提出了加速度計陀螺儀組合測量動態(tài)剛體姿態(tài)的方案,并基于拉格朗日方程建立了演示系統(tǒng)的動力學(xué)模型,最后進行了桌面演示驗證。試驗結(jié)果表明:質(zhì)量矩原理樣機的快速性能優(yōu)異,響應(yīng)位置指令的時間僅為30ms左右;桌面演示系統(tǒng)的姿態(tài)測量方案能準(zhǔn)確地實時跟蹤運動剛體的姿態(tài);在桌面演示試驗中開啟質(zhì)量矩控制后姿態(tài)β角和γ角在2～3s左右能穩(wěn)定下來,穩(wěn)定后的β、γ角分別控制在0.2°和0.3°的范圍內(nèi),實現(xiàn)了質(zhì)量矩控制概念的演示驗證。本文主要對快速機動衛(wèi)星質(zhì)量矩姿態(tài)控制技術(shù)進行了深入探討和研究,拓寬了質(zhì)量矩控制技術(shù)的應(yīng)用領(lǐng)域,為推動固體火箭推力器在微納衛(wèi)星快速機動領(lǐng)域的實際應(yīng)用提供了理論和實踐基礎(chǔ)。
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V448.22
【圖文】：

邐快速機動衛(wèi)星質(zhì)量矩姿態(tài)控制技術(shù)研[傚義匣鵂⒍ㄍ跡保菜荊┠芴峁保叮梗蔚耐屏�，工佐|奔涔玻常裁�，比冲达祫Σ�(dān)埃�，繎亓x弦暈壞ピ牧⒎教邐佬翹峁保常耄恚蟮乃俁仍雋懇約埃矗緄募鈾俁齲淺Ｊ視糜諞恍┓清義媳曜脊剮臀⒛晌佬切親牟渴�。ＡＴＫ邋言ＡＡx澹矗槍燙寤鵂⒍ㄍ跡保乘荊┦怯糜諼㈠義夏晌佬槍斕啦渴鸕姆⒍�，该发动机的推力为２�(dān)罰�，工佐|奔湮保埃�，能提供覊磨元立辶x戲叫牽保常擔(dān)耄恚蟮乃俁萖椓懇約埃保常緄募鈾俁�。辶x希齲椋�？鍦丞，：辶x希酰耄椋海殄義賢鉀卞澹櫻裕粒義澹常涼燙寤鵂⒍暗孛媸匝殄義希義賢跡保插澹櫻裕粒義澹擔(dān)涼燙寤鵂⒍義希咤喂�、ｉ．．ｉ逦]疄靛義�？邋ｓＳzィ椋潁危у澹ВⅲВ椋攏校翦危垮義賢跡保沖澹櫻裕粒義澹矗槍燙寤鵂⒍暗囟匝殄義瞎?fàn)C寤鵂屏ζ髟諼⒛晌佬巧系墓こ逃τ靡駁玫攪嗽詮煅櫓�。２００Ｙ�昝攔曬Ψ⑸溴義狹擻糜詰厙虼懦√講獾模櫻裕滴佬切親保擔(dān)保叮�，其词[灤緣氖梗遙懾逖竟?fàn)C寤鵂平際跏迪皺義狹巳盼⒛晌佬塹男親渴穡危粒櫻糧甏锏綠輾尚兄行氖狀慰梗⒛晌佬切親渴皰義嫌霉?fàn)C寤鵂⒍納杓�、制造託屦}�，并在言－５项目中取得了极大硶瘭，言－５项目辶x銑曬ρ櫓ち死霉?fàn)C寤鵂⒍迪治⒛晌佬譴蠓段Э燜俟斕闌模耍孕行裕保保罰�。脭r義希裕瑁邋澹粒澹潁錚螅穡幔悖邋澹茫錚潁穡錚潁幔簦椋錚鈦兄頻模校櫻櫻茫裕材晌佬竊錘魴〖韞絳莼鵂⒍囪殄義現(xiàn)す斕撈嶸閱埽保保�，｜９Ｋ|冢玻埃保蹦輳對掠裳翹乩即蠛藕教旆苫頭湃牘歟婧蠼郵盞降劐義希沖義

本文編號：2740386