考虑姿态控制的控制力矩陀螺微振动抑制研究
发布时间：2021-08-06 09:19
高精度卫星上的光学载荷需要隔离振动来保证指向精度和成像质量,而卫星上用以姿态控制的控制力矩陀螺（CMG）在运行时会对卫星本体产生扰动力和扰动力矩,影响光学载荷的设计指标。本文以CMG这类典型的卫星姿态控制设备为研究对象,通过实验获得其振动特性,并在此基础上考虑姿态控制过程中调姿振动与六自由度隔振系统模态振型之间的耦合引起的共振现象,选择集群式CMG的安装方式实现两者间的稳定运行。而后根据理论分析对隔振系统的设计进行优化和有限元仿真,最后通过实验验证了隔振系统在微振动抑制上的有效性。
【文章来源】：强度与环境. 2020,47(04)CSCD
【文章页数】：9 页
【部分图文】：
控制力矩陀螺示意图Fig.1SchematicdiagramofcontrolmomentGyro
第47卷第4期廖宝鹏等考虑姿态控制的控制力矩陀螺微振动抑制研究11444211122222211()()()2211()()221111()2222ppiariiriiiiixxxyyyzzEEkkkkxkxkykykzkkkvevv（9）其中各个刚度为（未列出的刚度值为0）2221222122222222222212124(()coscos)4(()cossin)4(()sin)4(()sin)4(()sin)4(()()(cossincoscos))4()cosxxraryyrarzzrarrarrarrarxarkkkkkkkkkkkkkbkkkkakkkkkabkkabkakk21221sincos4()cossinsinyarkbkk（10）求出质量矩阵和刚度矩阵后，可以构造隔振系统的频率行列式方程2KM0，求解即可得到隔振系统的六阶固有频率，而后针对CMG的实际工况对系统固有频率提出的约束条件，对隔振系统动力学模型中的参数进行优化设计。2.2单CMG隔振系统与姿态控制系统的耦合共振效应传统隔振系统的设计需要针对每个CMG的振动特性，来配备相应的隔振系统，如图5所示。以达到每个CMG的扰动力/力矩均有隔振效果。然而，当卫星在进行姿态控制时，CMG的内框会沿其轴线进行微小的往复转动以指向需要的方向[12]，如图6所示也是一个不可避免的振动源。在实际工程中，为了使卫星姿态控制更加灵敏，需要保证CMG内框沿轴线微位移往复转动的频带覆盖10Hz到100Hz，且附有隔振系统的CMG一阶固有频率需要大于23Hz。此时，通过实验我们发现，当起始隔振频率为23Hz时，隔振系统某一模态振型所对应的固有频率会与CMG的调姿振动发生耦合进而导致共振。这是因为装
kkkkkkkkkkkkkbkkkkakkkkkabkkabkakk21221sincos4()cossinsinyarkbkk（10）求出质量矩阵和刚度矩阵后，可以构造隔振系统的频率行列式方程2KM0，求解即可得到隔振系统的六阶固有频率，而后针对CMG的实际工况对系统固有频率提出的约束条件，对隔振系统动力学模型中的参数进行优化设计。2.2单CMG隔振系统与姿态控制系统的耦合共振效应传统隔振系统的设计需要针对每个CMG的振动特性，来配备相应的隔振系统，如图5所示。以达到每个CMG的扰动力/力矩均有隔振效果。然而，当卫星在进行姿态控制时，CMG的内框会沿其轴线进行微小的往复转动以指向需要的方向[12]，如图6所示也是一个不可避免的振动源。在实际工程中，为了使卫星姿态控制更加灵敏，需要保证CMG内框沿轴线微位移往复转动的频带覆盖10Hz到100Hz，且附有隔振系统的CMG一阶固有频率需要大于23Hz。此时，通过实验我们发现，当起始隔振频率为23Hz时，隔振系统某一模态振型所对应的固有频率会与CMG的调姿振动发生耦合进而导致共振。这是因为装有隔振系统的CMG有一阶振型是沿着CMG内框旋转轴方向的扭转，此时调姿振动的振型与隔振系统的振型较为相似，会引发两者的共振，这不仅不能隔振，还会放大CMG的扰动力/力矩，甚至损坏CMG。图5单个CMG的隔振系统Fig.5VibrationsuppressionsystemofsingleCMGa）俯视图b）侧视图图6CMG的调姿振动Fig.6Attitude-adjustingvibrationofCMG为了避免调姿振动与隔振系统耦合导致的共振，传统方法是将隔振系统的起始隔振频率大于调姿频带的上限，在?
【参考文献】：
期刊论文
[1]卫星主动热控离心泵的振动抑制研究[J]. 柳超然,庞世伟,郑红阳,王德伟,于开平,李晗辉. 强度与环境. 2018(06)
[2]卫星微振动及控制技术进展[J]. 孟光,周徐斌. 航空学报. 2015(08)
[3]航天器系统级减振/隔振应用研究及其进展[J]. 陈健,冯淑红,柳征勇,唐国安. 强度与环境. 2013(05)
[4]控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用[J]. 张志方,董文强,张锦江,何英姿. 空间控制技术与应用. 2011(06)
[5]高精度航天器微振动建模与评估技术最近进展[J]. 庞世伟,杨雷,曲广吉. 强度与环境. 2007(06)
硕士论文
[1]应用控制力矩陀螺的卫星姿态控制研究[D]. 朱津津.哈尔滨工业大学 2016
本文编号：3325506
【文章来源】：强度与环境. 2020,47(04)CSCD
【文章页数】：9 页
【部分图文】：
控制力矩陀螺示意图Fig.1SchematicdiagramofcontrolmomentGyro
第47卷第4期廖宝鹏等考虑姿态控制的控制力矩陀螺微振动抑制研究11444211122222211()()()2211()()221111()2222ppiariiriiiiixxxyyyzzEEkkkkxkxkykykzkkkvevv（9）其中各个刚度为（未列出的刚度值为0）2221222122222222222212124(()coscos)4(()cossin)4(()sin)4(()sin)4(()sin)4(()()(cossincoscos))4()cosxxraryyrarzzrarrarrarrarxarkkkkkkkkkkkkkbkkkkakkkkkabkkabkakk21221sincos4()cossinsinyarkbkk（10）求出质量矩阵和刚度矩阵后，可以构造隔振系统的频率行列式方程2KM0，求解即可得到隔振系统的六阶固有频率，而后针对CMG的实际工况对系统固有频率提出的约束条件，对隔振系统动力学模型中的参数进行优化设计。2.2单CMG隔振系统与姿态控制系统的耦合共振效应传统隔振系统的设计需要针对每个CMG的振动特性，来配备相应的隔振系统，如图5所示。以达到每个CMG的扰动力/力矩均有隔振效果。然而，当卫星在进行姿态控制时，CMG的内框会沿其轴线进行微小的往复转动以指向需要的方向[12]，如图6所示也是一个不可避免的振动源。在实际工程中，为了使卫星姿态控制更加灵敏，需要保证CMG内框沿轴线微位移往复转动的频带覆盖10Hz到100Hz，且附有隔振系统的CMG一阶固有频率需要大于23Hz。此时，通过实验我们发现，当起始隔振频率为23Hz时，隔振系统某一模态振型所对应的固有频率会与CMG的调姿振动发生耦合进而导致共振。这是因为装
kkkkkkkkkkkkkbkkkkakkkkkabkkabkakk21221sincos4()cossinsinyarkbkk（10）求出质量矩阵和刚度矩阵后，可以构造隔振系统的频率行列式方程2KM0，求解即可得到隔振系统的六阶固有频率，而后针对CMG的实际工况对系统固有频率提出的约束条件，对隔振系统动力学模型中的参数进行优化设计。2.2单CMG隔振系统与姿态控制系统的耦合共振效应传统隔振系统的设计需要针对每个CMG的振动特性，来配备相应的隔振系统，如图5所示。以达到每个CMG的扰动力/力矩均有隔振效果。然而，当卫星在进行姿态控制时，CMG的内框会沿其轴线进行微小的往复转动以指向需要的方向[12]，如图6所示也是一个不可避免的振动源。在实际工程中，为了使卫星姿态控制更加灵敏，需要保证CMG内框沿轴线微位移往复转动的频带覆盖10Hz到100Hz，且附有隔振系统的CMG一阶固有频率需要大于23Hz。此时，通过实验我们发现，当起始隔振频率为23Hz时，隔振系统某一模态振型所对应的固有频率会与CMG的调姿振动发生耦合进而导致共振。这是因为装有隔振系统的CMG有一阶振型是沿着CMG内框旋转轴方向的扭转，此时调姿振动的振型与隔振系统的振型较为相似，会引发两者的共振，这不仅不能隔振，还会放大CMG的扰动力/力矩，甚至损坏CMG。图5单个CMG的隔振系统Fig.5VibrationsuppressionsystemofsingleCMGa）俯视图b）侧视图图6CMG的调姿振动Fig.6Attitude-adjustingvibrationofCMG为了避免调姿振动与隔振系统耦合导致的共振，传统方法是将隔振系统的起始隔振频率大于调姿频带的上限，在?
【参考文献】：
期刊论文
[1]卫星主动热控离心泵的振动抑制研究[J]. 柳超然,庞世伟,郑红阳,王德伟,于开平,李晗辉. 强度与环境. 2018(06)
[2]卫星微振动及控制技术进展[J]. 孟光,周徐斌. 航空学报. 2015(08)
[3]航天器系统级减振/隔振应用研究及其进展[J]. 陈健,冯淑红,柳征勇,唐国安. 强度与环境. 2013(05)
[4]控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用[J]. 张志方,董文强,张锦江,何英姿. 空间控制技术与应用. 2011(06)
[5]高精度航天器微振动建模与评估技术最近进展[J]. 庞世伟,杨雷,曲广吉. 强度与环境. 2007(06)
硕士论文
[1]应用控制力矩陀螺的卫星姿态控制研究[D]. 朱津津.哈尔滨工业大学 2016
本文编号：3325506
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3325506.html
