航天器主動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)原理和基礎(chǔ)

1、航天器主動姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)原理和基礎(chǔ)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系中相對于平衡點的穩(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)點是可以保證更高的精確度和快速性，缺點是結(jié)構(gòu)復雜化，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

2、穩(wěn)定系統(tǒng)、以飛輪為主的三軸穩(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行。圖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動產(chǎn)生影響，一般地在同一方向都裝上兩個噴嘴，如圖62所示，此時控制力矩由成對噴嘴產(chǎn)生(力偶)。 點擊觀看虛擬現(xiàn)實演示分析圖得知，對裝有三軸噴嘴所產(chǎn)生的控制力矩為 （） 設(shè)由這些噴嘴產(chǎn)生的控制力矩矢量為 ，它以本體坐標系三軸控制力矩分量表示，則有 (6.2)

3、 若本體坐標系為主軸坐標系，則航天器在控制力矩的作用下，它的姿態(tài)動力學方程式為 (63)式中， 為作用于航天器的其他環(huán)境干擾力矩。 噴嘴機構(gòu)的簡單工作原理如圖所示。 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。 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

4、出和斷續(xù)工作形式。 繼電系統(tǒng)的穩(wěn)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。 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。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。 6.2 噴氣姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的非線性控制

5、 考慮三軸穩(wěn)定航天器姿態(tài)角偏差很小的情況，此時3個通道的姿態(tài)運動可以視作獨立無耦合，且 于是航天器的歐拉動力學方程式(63)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，如圖所示。 暫時令 ，把式(6.7)代入式(6.6b)得 (6.8)式中

6、 ，式(6.8)的解為 (6.9a) (6.9b)式中， ， 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。當時，相軌跡為直線，圖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，即在圖所示中令 ，此時 對應(yīng)的位置(角度)偏差為 ，如圖所示。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。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。

7、控制規(guī)律如下： (6.11) 在一般情況下，控制系統(tǒng)將抑制運動受到的初始擾動，這種擾動出現(xiàn)于相平面中的點1( ) ，如圖所示，然后使航天器進入極限環(huán)模式(自振蕩)。 對于給定的理想情況，自振蕩周期可以按下述方法求得。運動方程 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) 從相平面圖所示看到，極限環(huán)寬度由噴嘴推力器不靈敏區(qū)(即死區(qū))決定，而極限環(huán)高度由姿態(tài)角速度敏感器(例如速率陀螺)不靈敏度決定。具有角速度和角度反饋的繼電型控制系統(tǒng)是穩(wěn)

8、定的，從相平面圖得知，系統(tǒng)是有阻尼的。阻尼大小由角速度反饋系數(shù)決定。 3含超前校正網(wǎng)絡(luò)的死區(qū)遲滯繼電控制律 同時考慮推力器力或力矩輸出特性中的死區(qū)和遲滯特性，即圖所示中，u0uc 0。此時uc對應(yīng)推力器的死區(qū)角度偏差 ，u0對應(yīng) ，這里h為遲滯系數(shù)。于是根據(jù)式(6.4)，控制律可列寫為 (6.14a) (6.14b) 系統(tǒng)框圖見圖。圖中k為微分系數(shù)，c為給定的姿態(tài)角。當c=0時，系統(tǒng)由初始條件逐漸向里收斂，最后停留在一個穩(wěn)定振蕩上面，即為極限環(huán)(見圖6.11)。顯然該控制系統(tǒng)也是穩(wěn)定的，有阻尼存在，且阻尼的大小取決于超前網(wǎng)絡(luò)參數(shù)k的大小。過渡過程的最大角度超調(diào)發(fā)生在點“2”處，從分析式(6.1

9、2)得知，發(fā)生在處，其大小可以表示為 (615) 當 時，發(fā)生滑行現(xiàn)象，如圖中所示點“4”以后的軌跡線狀態(tài)。 當 時，發(fā)生穿越現(xiàn)象，相軌跡如圖所示。 4極限環(huán)工作方式 在沒有外力矩作用在航天器上的情下， ，將圖和圖所示的極限環(huán)放大至如圖所示。 從該理想化的極限環(huán)工作狀態(tài)可知，在死區(qū)負極限( )和正極限( )之間存在一個常值角速度 ，見式(6.18)。盡量減小這個常值角速度有利于節(jié)省工質(zhì)消耗量。 若推力器的推力為F，相對航天器質(zhì)心的力臂為l，比沖(比推力)為 ，推力器的最小脈寬為t，則容易證明航天器繼電控制的理想平均工質(zhì)消耗量為 (6.20) 可見，選擇小力矩、小脈寬、大比沖和大死區(qū)的推力器能使

10、工質(zhì)消耗速度減至最小。 考慮到節(jié)省噴氣系統(tǒng)中的燃料，采用單側(cè)極限環(huán)工作方式(見圖6.14)是一種有效的手段。 這種單邊極限環(huán)使姿態(tài)限制在以下范圍內(nèi)： (6.21) (6.22) 推力器和敏感器的選擇必須保證極限環(huán)參數(shù)均小于航天器姿態(tài)控制精度要求，即 式中， 和 分別為航天器姿態(tài)控制的角度和角速度精度要求。 對于大型航天器來說，由于動力學模型維數(shù)較高，因此需要完成更高維的控制任務(wù)。為了兼顧這幾方面的要求，往往將航天器的姿態(tài)控制與軌道控制任務(wù)相結(jié)合，把相當數(shù)量的推力器組成一個多推力器系統(tǒng)。在設(shè)計這樣一個復雜的執(zhí)行機構(gòu)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)時，如何保證推力器的數(shù)目與分布安裝位置既要達到可靠性要求，又要消耗最少的工

11、質(zhì)或燃料是一個重要問題。同時在這種情況下，如何通過計算機完成系統(tǒng)操作任務(wù)，即最佳地分配推力器的工作和工作時間長短，以滿足姿態(tài)控制或軌道控制任務(wù)，又是另一個重要問題。 6.3 航天器的噴氣推力器系統(tǒng) 推力器系統(tǒng)的結(jié)構(gòu) “阿波羅”登月艙的推力器系統(tǒng)，可完成三軸姿態(tài)控制與三軸質(zhì)心控制，同樣，要求控制某些軸的姿態(tài)或質(zhì)心運動時，不要影響其他軸的姿態(tài)與質(zhì)心的運動。“阿波羅”登月艙宇航員在月球上 系統(tǒng)冗余度R是指系統(tǒng)仍能完成控制任務(wù)，允許推力器失效的最大數(shù)目。 系統(tǒng)冗余度R的值是衡量系統(tǒng)可靠性的重要指標。R的值越大系統(tǒng)越可靠，但隨著R值增大，推力器數(shù)目也隨之增加。 稱用最少的推力器數(shù)目構(gòu)成給定的冗余度R的結(jié)

12、構(gòu)為最小冗余結(jié)構(gòu)。特別稱R=O的最小冗余結(jié)構(gòu)為最小結(jié)構(gòu)。最小結(jié)構(gòu)是完成控制任務(wù)所需的最少推力器數(shù)目。 最小冗余結(jié)構(gòu)可用作圖法確定。以圖所示的二維控制任務(wù)為例，圖為各種推力器配置方案的推力矢量圖。圖中的每一個矢量代表配置的一個推力器的推力矢量或力矩矢量。 過矢量的交點作任一直線aa，把二維控制平面分為兩半。如果每一個半平面內(nèi)至少含i個推力或力矩矢量，則系統(tǒng)有冗余度R=I-1。依此方法可以判定，圖所示中由左至右4種推力器配置方案的冗余度分別為R=1，l，2，2。 對于一般的n維控制任務(wù)，由上述分析方法可以證明以下結(jié)論： (1)n維任務(wù)的最小結(jié)構(gòu)要求推力器數(shù)目m為 m=n+1 (2)n維任務(wù)如果要求

13、冗余度為R，則最小冗余結(jié)構(gòu)的推力器數(shù)目m為 m=n+1+2R 6.3.2 推力器系統(tǒng)的操作 航天器推力器系統(tǒng)的正確操作包含許多方面的正確選擇。其中有： (1)任務(wù)字 (2)指令矢量 (3)檔次字(4)推力器組合 (5)組合體 飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的工作原理就是動量矩定理，即航天器的總動量矩矢量對時間的導數(shù)等于作用在航天器上外力矩矢量之和。通過改變飛輪的動量矩矢量，就可以吸收航天器其余部分多余的動量矩矢量，從而達到航天器姿態(tài)控制的目的。 因此，飛輪姿態(tài)控制系統(tǒng)也通稱為動量交換系統(tǒng)，飛輪也可稱為動量矩儲存器。 6.4 飛輪姿態(tài)穩(wěn)定原理 (1)飛輪可以給出較精確的連續(xù)變化的控制力矩，可以進行線性控制

14、，而噴氣推力器只能作非線性開關(guān)控制。 (2)飛輪所需要的能源是電能，可以不斷通過太陽能電池在軌得到補充，因而適合于長壽命工作。 (3)飛輪控制系統(tǒng)特別適合于克服周期性擾動，而中高軌道衛(wèi)星所受的擾動基本上是周期性的。 (4)飛輪控制系統(tǒng)能夠避免熱氣推力器對光學儀器的污染。 與噴氣推力器三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)相比，飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)具有多方面的優(yōu)點。 飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)在具有以上優(yōu)越性的同時，也存在著兩個主要問題。 一是飛輪會發(fā)生速度飽和。 二是由于轉(zhuǎn)動部件的存在，特別是軸承的壽命和可靠性受到限制。 為了說明飛輪進行姿態(tài)控制的工作原理，現(xiàn)考察一個如圖所示的單軸系統(tǒng)，即航天器和飛輪同時都作單自由度平面

15、轉(zhuǎn)動。 假定外加干擾力矩Md使航天器產(chǎn)生姿態(tài)偏差，控制系統(tǒng)通過改變飛輪的角速度產(chǎn)生控制力矩Mc消除該姿態(tài)偏差。 再設(shè)飛輪的轉(zhuǎn)動慣量為I，航天器含飛輪的總慣量為J。于是飛輪的動量矩即為 (6.23)航天器本體(不含飛輪)的動量矩為 (6.24) 根據(jù)動量矩定理就有 動力學方程即為 (6.25)兩端對時間t積分有 對于航天器姿態(tài)穩(wěn)定而言，必須要求自 。由此從上式得，要消除外加干擾力矩 對航天器姿態(tài)的影響，飛輪轉(zhuǎn)速必須按以下規(guī)律變化： (6.26)也即是 (6.27) 由式(3.45)可知，航天器受到的擾動力矩由周期性的和非周期性的兩部分組成。不失一般性，當擾動力矩 時，由式(6.26)得 (6.2

16、8)由式(6.28)可求出飛輪達到飽和的時間： (6.29) 若外加擾動力矩，是按軌道周期變化的 同樣由式(6.26)得飛輪的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律為 (6.30)若飛輪的飽和角速度滿足 (6.31) 那么飛輪將不會飽和，而無須卸載。這不僅說明了為什么飛輪適合于克服周期性的擾動，同時從中也可看出，飛輪控制系統(tǒng)對飛輪的要求。 卸載必須用外力矩，把多余的儲存在飛輪中的動量矩卸到系統(tǒng)的外部。卸載力矩必須大于擾動力矩。 設(shè)卸載力矩 為常值力矩，且遠大于外加擾動力矩 ， 。當系統(tǒng)加上卸載力矩后，式(6.25)變?yōu)?(6.32)若卸載前飛輪轉(zhuǎn)速為 ，那么相應(yīng)的飛輪轉(zhuǎn)速方程即變?yōu)?(6.33)在航天器穩(wěn)定后， ，所以

17、 為了使飛輪的轉(zhuǎn)速n最終減至零，使它儲存的動量矩全部釋放，很明顯， 施加的方向應(yīng)當與 的轉(zhuǎn)向相反。若把 減至零所需的時間 稱為卸載時間，則 應(yīng)滿足 (6.34) 由該式知，要縮短卸載時間 ，就需要足夠大的卸載力矩 。 的值過大將會影響系統(tǒng)的工作效率。 零動量反作用輪進行三軸姿態(tài)穩(wěn)定，其特點在于反作用飛輪有正轉(zhuǎn)或反轉(zhuǎn)，但是整個航天器的總動量矩為零。這種姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的一個最主要的要求是需要俯仰、偏航和滾動三軸姿態(tài)信息，所以該三軸控制系統(tǒng)的主要部件是一組提供三軸姿態(tài)信息的敏感器，一組運算的控制器，反作用輪以及卸載去飽和推力器。 6.5 零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng) 6.5.1 零動量反作用輪三軸姿

18、態(tài)控制律 一般零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)是在航天器的3個主慣量軸上各裝一個反作用輪，3個零動量反作用輪相互正交，原理結(jié)構(gòu)如圖所示。 點擊觀看虛擬現(xiàn)實演示 設(shè)剛性航天器的繞3個主慣量軸的轉(zhuǎn)動慣量(含三軸配置的反作用輪)分別為 ， ， ，航天器本體的三軸角速度分別為： ；零動量反作用輪的繞其轉(zhuǎn)軸的慣量均為I，相對于本體的旋轉(zhuǎn)角速度分別為 ；所以零動量反作用輪相對于慣性坐標系的絕對角速度就分別為 ，而且航天器總動量矩在本體坐標系中的投影分別為 (635a) (635b) (635c) 代入歐拉力矩方程式(3.29)便得到零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的歐拉動力學方程為 (3.29) (6.36

19、a) (6.36b) (6.36c)式中 ， ， ，分別為三軸擾動力矩。 利用運動學方程式（）和（），并考慮到軌道角速度 的影響，在 ，即在小角度姿態(tài)變化的情況下進行線性化得式（），即 （）代入式（）得到以歐拉角描述的零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的動力學方程，即 (6.37a) (6.37b) (6.37c) 若考慮到三軸姿態(tài)穩(wěn)定航天器的星體角速度很小的實際情況，假設(shè) ，并且忽略軌道角速度的影響，則上述非線性動力學方程可以得到線性化，即 (6.38a) (6.38b) (6.38c) 設(shè)零動量反作用輪具有線性控制規(guī)律，即 (6.39) 為比例系數(shù)。此時，俯仰通道僅須配置姿態(tài)敏感器測量 ，則

20、俯仰通道的閉環(huán)控制系統(tǒng)為 閉環(huán)系統(tǒng)特征值即為 位于復平面虛軸上。 因此這種簡單的線性比例控制律不能保證系統(tǒng)收斂，航天器和反作用輪將作無衰減振蕩。從穩(wěn)態(tài)精度來看，這種運動是不希望的。由于在實際系統(tǒng)中存在著死區(qū)或者其他非線性因素，所以這種控制系統(tǒng)往往是不穩(wěn)定的。為此，飛輪控制系統(tǒng)必須引入阻尼才能使系統(tǒng)穩(wěn)定，這就是說必須將姿態(tài)角速度的信息引入到系統(tǒng)中。此時線性控制規(guī)律將由比例控制變?yōu)榫€性比例一微分控制，即 (640)代人式(638b)得 (6.41)令 (6.42)即 于是式(641)可化為二階系統(tǒng)的典型形式，即 (643)相應(yīng)的特征方程為 特征根為 或 不失一般性，設(shè)系統(tǒng)初始狀態(tài)均為零即當t=O時

21、， ， 。 （1） 脈沖響應(yīng)： 這相當于航天器獲得一初始角速度，即 那么脈沖響應(yīng)為 (6.44) (2)階躍響應(yīng)： 即 (6.45) 上式的過渡過程表示在圖中。 (3)正弦輸入響應(yīng)： (6.46) 相應(yīng)地，也可以求出在以上各個控制過程中，俯仰通道零動量反作用輪的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律 。由式(6.38b)積分得 (6.47) 6.5.2 零動量反作用輪的斜裝和操作點擊觀看虛擬現(xiàn)實演示 圖顯示了一種可行的反作用輪備份方案，即在與三軸成等角的軸線上安裝一個備用輪。 一種更合理的方案就是把4個反作用輪都斜裝，結(jié)構(gòu)安裝圖見圖。這種方案不僅具備上述3個正交輪加1個斜裝輪的優(yōu)點，即R-1，而且還具有多方面的優(yōu)點。(

22、1)控制功耗指標U比較低 n個斜裝輪子與3個正交輪子相比可以得到前者的最佳功耗指標為后者的3n。 (2)斜裝輪的力矩包和動量包比較大 (3)可靠性 各種飛輪組合方案的可靠性，見表61。 (4)斜裝輪適應(yīng)性大 與零動量反作用輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)不同的是，在偏置動量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)中，航天器的總動量矩不再為零，而具有一個偏置量；不再需要3個飛輪，而只需要1個；不再需要三軸姿態(tài)測量，只需要滾動和俯仰姿態(tài)信息。顯然系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單了。 6.6 偏置動置輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng) 6.6.1 偏置動量系統(tǒng)的三軸運動關(guān)系 偏置動量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的基本原理同樣是根據(jù)動量矩定理。設(shè)航天器的動量矩為H，擾動力矩為 ,則

23、 （） 是航天器的動量矩初始恒值,即偏置動量矩， 為可變化部分。根據(jù)動量矩定理， （）顯然，若 和 的幅值滿足 ， ，則飛輪的轉(zhuǎn)速永遠朝一個方向，不會過零作反向旋轉(zhuǎn)。 是產(chǎn)生航天器陀螺效應(yīng)的根源。 為了使星體的滾動和偏航的耦合運動得到充分體現(xiàn)，并按照偏置動量的定義，應(yīng)選擇偏置動量矩 滿足以下條件： (6.60) (6.61)式(6.37)變化為 (6.62a) (6.62b) (6.62c) 6.6.2 俯仰運動控制 圖所示是一個典型的俯仰偏置動量輪姿態(tài)控制圖。 6.6.3 滾動偏航運動分析 偏置動量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)滾動一偏航通道的動力學方程已推導出，如式(6.62a)和(6.62c)所示。考慮到系統(tǒng)的偏置動量矩滿足式(6.60) 。即 ，所以動力學方程可以進一步簡化為 （） (6.63b)對上兩式進行拉氏變換，即得滾動一偏航耦合通道的狀態(tài)方程為 （）相應(yīng)的系統(tǒng)特征方程為或 式中 顯然系統(tǒng)的特征值為 根據(jù)式(6.63)，長周期運動方程為 （）而短周期運動的方程則為 （）6.6.4 滾動偏航運動控制 滾動偏航的控制是通過一對偏置安裝的噴氣推力器實現(xiàn)的，如圖6.29(b)所示。它的正、負是這樣定義的：當滾動控