陀螺飛輪(Gyrowheel)作為一種新型的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中的主要部件,可以同時具備在航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中的作為執(zhí)行器輸出控制力矩的能力和作為姿態(tài)敏感器的測量航天器相對慣性空間姿態(tài)的功能。作為執(zhí)行器,陀螺飛輪可以充當變速雙框架控制力矩陀螺,具有三軸力矩輸出能力;而作為敏感器則可以充當動力調(diào)諧陀螺儀,具有敏感兩軸傾側(cè)的能力。正是陀螺飛輪可同時充當執(zhí)行器和敏感器這一特點,可以將航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中硬件部分的體積、質(zhì)量和成本顯著降低,這在關于微小衛(wèi)星的研制方面有著重要意義。本文首先與傳統(tǒng)動調(diào)陀螺類比,介紹了陀螺飛輪的機械結(jié)構(gòu),定義相關坐標系并基于歐拉動力學方程建立起兩軸運動方程。在此基礎之上,分別闡述了陀螺飛輪作為姿控元件的敏感航天器傾側(cè)與輸出力矩的工作機理。之后基于多剛體系統(tǒng)動力學對陀螺飛輪進行了數(shù)學建模并利用Simulink模塊進行驗證。在此基礎之上闡述了Adams虛擬樣機的建立方法,利用Adams建立的虛擬樣機仿真模型對上述所建立的多體動力學模型進行驗證,確定了理想模型的正確性。利用所得到的模型作為基礎,提出內(nèi)外撓性軸不正交、轉(zhuǎn)子質(zhì)心偏移、力矩器失配及支承結(jié)構(gòu)摩擦四種在實際工程中會出現(xiàn)的不理想因素,并分別驗證了在這四種不理想因素添加后兩種仿真模型的一致性,從而進一步通過仿真實驗數(shù)據(jù)分析四種不理想因素對陀螺飛輪轉(zhuǎn)子運動特性的影響,并得出結(jié)論。最后在驗證了實際樣機中十字萬向節(jié)與仿真模型中撓性結(jié)構(gòu)兩種支承結(jié)構(gòu)的一致性的基礎上,通過樣機測試實驗對比相同實驗條件下實際樣機與仿真模型轉(zhuǎn)子輸出特性變化趨勢來對添加了支承結(jié)構(gòu)摩擦力矩的仿真模型進行驗證,并提出仿真模型存在的局限性。
【學位單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：碩士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：V448.22
【部分圖文】：

下面對現(xiàn)代的航天器系統(tǒng)的主動姿態(tài)控制子系統(tǒng)的抽象結(jié)構(gòu)進行簡要的分析，如圖1-1所示：圖1-1主動式姿態(tài)控制系統(tǒng)從圖中我們可以看出，航天器胸中主動姿控系統(tǒng)主要由控制器系統(tǒng)、執(zhí)行器、航天器本體與敏感器組成。在航天器執(zhí)行任務的過程中，首先由敏感器系統(tǒng)對航天器本體相對于慣性空間的姿態(tài)信息進行測量，再將姿態(tài)信息傳輸至控制器中，通過與目標值的對比，根據(jù)相應的控制算法輸出控制指令。當控制指令輸入至執(zhí)行器，執(zhí)行器即根據(jù)指令輸出控制力矩來改變航天器姿態(tài)，而作為被控對象的航天器機械結(jié)構(gòu)本體則在這一過程中完成指定任務。由于航天器本體的設計及改進對于不同的任務均有固定的需求，而控制器相- 2 -

變其空間內(nèi)運動姿態(tài)。其中飛輪方案又可細分為反作用飛輪與偏置動量飛輪，這兩種方案的主要區(qū)別在于標稱轉(zhuǎn)速。反作用飛輪具有零標稱轉(zhuǎn)速，其機械結(jié)構(gòu)如圖1-2所示，而其輸出力矩則通過改變自身的轉(zhuǎn)速使得轉(zhuǎn)子正反轉(zhuǎn)加減速來實現(xiàn)，而這過程中的輸出力矩是作用于航天器本體的控制力矩[13]，因此這種控制方案的控制精度較高，劣勢則是當飛輪的轉(zhuǎn)速在靈轉(zhuǎn)速附近時，反作用飛輪會顯示出一較為顯著的死區(qū)的特性。圖1-2反作用飛輪控制系統(tǒng)機械結(jié)構(gòu)裝配圖而與反作用飛輪零標稱轉(zhuǎn)速不同，偏置動量輪的工作轉(zhuǎn)速一般較高，利用轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速改變所產(chǎn)生動量矩變化來輸出一反作用力矩用于對航天器姿態(tài)進行調(diào)整[14]。偏置動量輪相對于反作用飛輪的優(yōu)勢是其結(jié)構(gòu)簡單且能輸出較大力矩，但相對的劣勢是較低的控制精度。此外，前文中提到的磁力矩器，在航天器中的應用主要就是為工作中可能會達到載荷飽和狀態(tài)的偏置動量輪系統(tǒng)進行載荷的卸載，因此只有在航天任務執(zhí)行精度要求不高時才會使用偏置動量輪方案。此外

則是控制力矩陀螺（CMG），它通過扭轉(zhuǎn)陀螺框架來改變轉(zhuǎn)子，從而改變航天器姿態(tài)[15]。CMG可以在一定范圍內(nèi)對力矩進又可以分為單、雙框架控制力矩陀螺兩大類。雖然相比飛輪方器方案，CMG的控制算法更為復雜，但它的控制效率要遠高卸載次數(shù)也更少。同時在需要輸出較大的控制力矩時，CMGCMG響應速度快、功耗低、壽命長的優(yōu)點使得其在空間站、較大的航天器上應用較為廣泛[16]。力矩輸出的自由度這一方面來比較，偏執(zhí)動量飛輪方案、反作架控制力矩陀螺方案都只能實現(xiàn)單自由度的輸出，即若需要在力矩輸出來進行姿態(tài)控制，則至少使用三套重復的互相正交裝至為了在發(fā)生故障時系統(tǒng)得以繼續(xù)運行，還會額外裝配一套或這種在體積和質(zhì)量上都過于龐大的設計使得單框架力矩陀螺被陀螺，如圖1-3所示，兩個框架的結(jié)構(gòu)賦予了轉(zhuǎn)子垂直自轉(zhuǎn)軸力，而通過進一步的改進得到的可以改變轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變速雙框則真正實現(xiàn)了利用一個轉(zhuǎn)子實現(xiàn)三維姿態(tài)控制的目標。
【參考文獻】

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本文編號：2864956