带有大旋转部件卫星动平衡技术研究

发布时间：2020-08-08 15:12

【摘要】：新型航天器的不断发展,引入了越来越多的旋转部件载荷。由于制造工艺水平的限制和安装误差等因素,使其存在一个质量偏心,进而产生不平衡力矩,严重影响系统整体的运行,甚至导致卫星任务失败。为此,针对带有大旋转体部件的卫星,从转子不平衡特性出发,考虑卫星平台与有效载荷之间的耦合影响,明确大旋转部件动不平衡扰动特性,进而寻找一种针对性的有效的控制算法,对实现具有复杂结构卫星高精度姿态控制有着十分重要的意义。论文的主要研究内容如下:针对不平衡旋转体部件,在三轴稳定卫星姿态动力学方程的基础上,推导了存在不平衡时惯性力与动不平衡的公式及考虑将不平衡旋转体部件视为外部干扰的卫星姿态动力学模型,得出对于惯性力所产生的静不平衡力矩,其值大小与偏心距、转速及旋转载荷安装位置有关;对于动不平衡力矩,其值大小与转速、旋转部件惯量积相关,并使得卫星平台的姿态正弦发散。针对卫星平台与有效载荷之间的耦合影响,基于多刚体动力学提出了一种带有大旋转部件卫星的精细动力学模型,该模型创新性的引入了陀螺力矩项、旋转部件相对运动与星体运动的交叉影响项及旋转部件相对星体的角动量变化对星体产生的控制力矩项,并指出该模型并不适用于带有能量耗损的动力学系统。同时,结合工程实践经验,引入了滚动轴承摩擦力矩与卫星平台起旋飞轮。仿真分析得到不平衡扰动力矩具有周期性、固定相位偏差的特点,且转子起旋阶段不平衡力矩干扰较大。针对带有大旋转部件卫星的高精度姿态控制,旋转部件起旋阶段设计了复合补偿控制器用于控制力矩项的补偿消除,降低干扰力矩的脉冲特性;匀速阶段采用了基于重复控制的动平衡控制器,使得卫星姿态逐步收敛,卫星平台的姿态颤动得到有效抑制。设计开发的双自旋单轴气浮台半物理仿真系统实验验证了基于飞轮驱动与电机驱动时有效载荷与卫星平台的耦合力矩作用的区别,证实了模型并不适用于带有能量耗损的动力学系统。同时,实验结果表明,基于重复控制的动平衡控制算法具有对不平衡力矩的抑制效果良好。
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V448.22
【图文】：

弗吉尼亚,理工大学,气浮,仿真系统

哈尔滨工业大学工程硕士学位论文、测试空间交会对接方案的可行性，各个研究机构也研制了一大批地这些地面仿真设备中比较著名的包括 NASA 戈达德空间飞行中心在航天器飞行应用半物理仿真系统[14]，弗吉尼亚理工大学在 2003 年研行器姿态控制系统仿真器（DSACSS）[15]，以及 NASA 喷气推进实年研发的编队控制测试平台（FCT）[16]。吉尼亚理工大学的 DSACSS 仿真系统包括两个气浮台，如图 1-1 所浮台为哑铃式，较小的气浮台为桌面式，均为三自由度。两个气浮台包括三轴加速度计和陀螺仪，执行机构包括控制力矩陀螺、反作用飞系统，能够实现太空中卫星姿态运动的地面仿真。由于具有两个气SS 也可以进行飞行器组队仿真。

测试平台,编队飞行,飞行器

可以进行飞行器组队仿真。图 1-1 弗吉尼亚理工大学的 DSACSS 气浮仿真系统喷气推进实验室研发编队控制测试平台由多个六自由度气都具有独立的导航控制能力，可用于编队飞行控制架构和硬件结构如图 1-2 所示，气浮台通过三个气足实现在平台浮球轴承实现上部台面的姿态机动，机动的执行机构包括反 FCT 系统作为精确编队飞行分布式飞行器技术的实验平台技术提供了仿真实验支撑。

轨道姿态,半物理仿真

哈尔滨工业大学工程硕士学位论文在目前的卫星运动半物理仿真系统中，通常是对姿态或者轨道中的一个理仿真，另一个则使用数学模型进行仿真。但这种方式并不能完全模拟姿中的耦合关系，尤其是在小卫星上。为此，韩国延世大学设计了一个姿轨物理仿真器[17]，使用 GPS 信号的轨道仿真器用于轨道确定和控制，依赖浮台的姿态仿真器用于姿态确定和控制，二者使用 UDP 进行实时通讯，1-3 所示。实际的仿真结果表明，这种联合的半物理仿真能够用来验证姿同控制算法，可作为卫星实际运动的地面测试环境。

【参考文献】