陀螺飞轮系统仿真建模与分析

发布时间：2020-11-01 03:16

　　 陀螺飞轮(Gyrowheel)作为一种新型的航天器姿态控制系统中的主要部件,可以同时具备在航天器姿态控制系统中的作为执行器输出控制力矩的能力和作为姿态敏感器的测量航天器相对惯性空间姿态的功能。作为执行器,陀螺飞轮可以充当变速双框架控制力矩陀螺,具有三轴力矩输出能力;而作为敏感器则可以充当动力调谐陀螺仪,具有敏感两轴倾侧的能力。正是陀螺飞轮可同时充当执行器和敏感器这一特点,可以将航天器姿态控制系统中硬件部分的体积、质量和成本显著降低,这在关于微小卫星的研制方面有着重要意义。本文首先与传统动调陀螺类比,介绍了陀螺飞轮的机械结构,定义相关坐标系并基于欧拉动力学方程建立起两轴运动方程。在此基础之上,分别阐述了陀螺飞轮作为姿控元件的敏感航天器倾侧与输出力矩的工作机理。之后基于多刚体系统动力学对陀螺飞轮进行了数学建模并利用Simulink模块进行验证。在此基础之上阐述了Adams虚拟样机的建立方法,利用Adams建立的虚拟样机仿真模型对上述所建立的多体动力学模型进行验证,确定了理想模型的正确性。利用所得到的模型作为基础,提出内外挠性轴不正交、转子质心偏移、力矩器失配及支承结构摩擦四种在实际工程中会出现的不理想因素,并分别验证了在这四种不理想因素添加后两种仿真模型的一致性,从而进一步通过仿真实验数据分析四种不理想因素对陀螺飞轮转子运动特性的影响,并得出结论。最后在验证了实际样机中十字万向节与仿真模型中挠性结构两种支承结构的一致性的基础上,通过样机测试实验对比相同实验条件下实际样机与仿真模型转子输出特性变化趋势来对添加了支承结构摩擦力矩的仿真模型进行验证,并提出仿真模型存在的局限性。
【学位单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2018
【中图分类】：V448.22
【部分图文】：

下面对现代的航天器系统的主动姿态控制子系统的抽象结构进行简要的分析，如图1-1所示：图1-1主动式姿态控制系统从图中我们可以看出，航天器胸中主动姿控系统主要由控制器系统、执行器、航天器本体与敏感器组成。在航天器执行任务的过程中，首先由敏感器系统对航天器本体相对于惯性空间的姿态信息进行测量，再将姿态信息传输至控制器中，通过与目标值的对比，根据相应的控制算法输出控制指令。当控制指令输入至执行器，执行器即根据指令输出控制力矩来改变航天器姿态，而作为被控对象的航天器机械结构本体则在这一过程中完成指定任务。由于航天器本体的设计及改进对于不同的任务均有固定的需求，而控制器相- 2 -

变其空间内运动姿态。其中飞轮方案又可细分为反作用飞轮与偏置动量飞轮，这两种方案的主要区别在于标称转速。反作用飞轮具有零标称转速，其机械结构如图1-2所示，而其输出力矩则通过改变自身的转速使得转子正反转加减速来实现，而这过程中的输出力矩是作用于航天器本体的控制力矩[13]，因此这种控制方案的控制精度较高，劣势则是当飞轮的转速在灵转速附近时，反作用飞轮会显示出一较为显著的死区的特性。图1-2反作用飞轮控制系统机械结构装配图而与反作用飞轮零标称转速不同，偏置动量轮的工作转速一般较高，利用转子的转速改变所产生动量矩变化来输出一反作用力矩用于对航天器姿态进行调整[14]。偏置动量轮相对于反作用飞轮的优势是其结构简单且能输出较大力矩，但相对的劣势是较低的控制精度。此外，前文中提到的磁力矩器，在航天器中的应用主要就是为工作中可能会达到载荷饱和状态的偏置动量轮系统进行载荷的卸载，因此只有在航天任务执行精度要求不高时才会使用偏置动量轮方案。此外

则是控制力矩陀螺（CMG），它通过扭转陀螺框架来改变转子，从而改变航天器姿态[15]。CMG可以在一定范围内对力矩进又可以分为单、双框架控制力矩陀螺两大类。虽然相比飞轮方器方案，CMG的控制算法更为复杂，但它的控制效率要远高卸载次数也更少。同时在需要输出较大的控制力矩时，CMGCMG响应速度快、功耗低、寿命长的优点使得其在空间站、较大的航天器上应用较为广泛[16]。力矩输出的自由度这一方面来比较，偏执动量飞轮方案、反作架控制力矩陀螺方案都只能实现单自由度的输出，即若需要在力矩输出来进行姿态控制，则至少使用三套重复的互相正交装至为了在发生故障时系统得以继续运行，还会额外装配一套或这种在体积和质量上都过于庞大的设计使得单框架力矩陀螺被陀螺，如图1-3所示，两个框架的结构赋予了转子垂直自转轴力，而通过进一步的改进得到的可以改变转子转速的变速双框则真正实现了利用一个转子实现三维姿态控制的目标。
【参考文献】

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本文编号：2864956