控制力矩陀螺框架伺服系统动力学建模与控制
大中型磁悬浮控制力矩陀螺的框架优化设计方法研究
结构 、 加工 和装配简单 同等重量 下频率低 同等重量下频率较高 ， 相对两体球壳 ，还要增加 加工和装配简单 零件轴承套 重量较大
，
３
４
８３ ８
１４ １４
框架振动
框 架 振 动
三体球壳
两体球壳
同等重量下频率最高 加工和装配相对复杂
５ ６
１
１０ ３６ １ ２ ６３
作者简介 ： 宋玉旺（ ９０ ）男 ， １ ８ 一 ， 博士 ， 师 ， 讲 主要从事机 电产 品数字化设计方法与关键技术研究工作。Ｅ ｍ ｉ ｙｗ ｎｓｎ＠ ｕ ａ ｄ ． － ａ ： ａ ｇ ｇ ｂ ａ ｕ ｎ ｌｕ ｏ ｅ ｃ
第 ４期
宋 玉旺 等 ： 大中型磁悬浮控制力矩陀螺的框架优化设计方法研究
２北 京航 空航 天大 学仪器 科 学 与光 电工 程 学院 ，北京 １０ ９ ） ０ １ １ 摘 要 针 对 大 中型磁 悬 浮控制 力矩 陀螺 的框 架 ，进 行频 率 、 重量 和体 积 的设 计优 化 。
针对单框 架磁 悬浮控制 力矩 陀螺框 架伺服 系统 中的工程化 问题 ，设计 了三种 方案 ：单体 带 式、
机械 Ｃ ＭＧ而言 ， Ｃ ＭＳ ＭＧ高 速转 子 系统 具有 无 接触 、 无 需 润滑 、 低振 动 、 寿命 、 长 高精 度 以及 对 振 动 可 主 动控 制 等优 点 ； 框架 Ｃ 单 ＭＧ结构 简 单且 控制 精度
首先 ， 综合 比较了传统单体带式 、 两体球壳和三体球
壳 等框架 结 构方 案 ； 次 ， 两体球 壳 框架 的主要 结 其 对 构参 数 ， 进行 了正交 设计 试验 ， 取 了设计 变 量 中影 选 响 “ 率 ， 量 ” 主要 影 响 因素 ； 次 ， 频 质 的 再 以频 率 大 于
四轴飞行器动力学分析与建模
四轴飞行器动力学分析与建模四轴飞行器主要由机架、动力系统、控制系统和传感器系统组成。
机架是整个飞行器的骨架，负责承载各个部件。
动力系统由四个电动马达和四个螺旋桨组成，电动马达通过转动螺旋桨产生升力和推力。
控制系统负责控制飞行器的飞行姿态以及飞行方向。
传感器系统用于获取飞行器的姿态和位置信息。
首先是力学分析。
在飞行过程中，四个螺旋桨产生的升力和推力需要平衡飞行器的重力。
根据牛顿第二定律，可以建立四轴飞行器的运动方程。
假设四轴飞行器在三维空间中的位置为(x, y, z)，速度为(vx, vy, vz)，质量为m。
则四轴飞行器所受到的合力可以表示为：F = mg - Tm是飞行器的质量，g是重力加速度，T是螺旋桨产生的合力。
根据牛顿第二定律，可以得到四轴飞行器的加速度方程为：a = (mg - T) / m其次是电机模型。
电机模型主要描述电动马达的输出特性。
通常情况下，电动马达的输出转矩与输入电流之间存在一定的关系。
可以使用简化的转矩模型来描述电动马达的输出。
假设电动马达的转矩为Tm，电流为I，转矩模型可以表示为：Tm=k1*I其中k1为电动马达的参数。
接下来是姿态稳定。
四轴飞行器的姿态稳定是实现飞行器平稳飞行的重要问题。
姿态稳定的关键在于对飞行器角度的控制。
通过使用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器获取飞行器的姿态信息，并通过控制系统对飞行器的姿态进行控制。
姿态稳定算法可以根据飞行器的姿态误差来计算所需的控制指令，进而控制飞行器的电动马达来实现姿态的调整。
最后是运动控制。
运动控制主要涉及到飞行器的位置和速度控制。
通常情况下，可以使用位置式控制和速度式控制来实现飞行器的运动控制。
在位置式控制中，通过计算飞行器的位置误差来产生相应的控制指令，控制飞行器的电动马达来实现位置的调整。
在速度式控制中，通过计算飞行器的速度误差来产生相应的控制指令，控制飞行器的电动马达来实现速度的调整。
综上所述，四轴飞行器的动力学分析与建模主要涉及到力学分析、电机模型、姿态稳定和运动控制等方面。
运动控制中的动力学建模与仿真研究
运动控制中的动力学建模与仿真研究一、引言运动控制在现代工程领域扮演着重要的角色。
无论是机器人控制、汽车自动驾驶还是航天飞行器的导航，都需要对系统的动力学进行建模和仿真研究。
动力学建模是追踪系统运动、优化控制策略以及进行运动规划的关键一步。
本文将探讨运动控制中的动力学建模与仿真研究。
二、传统动力学建模方法传统的动力学建模方法基于牛顿力学原理，并采用微分方程描述物体的运动。
通过分析系统的受力、扭矩和外部作用等因素，建立运动方程并求解，以获得物体在不同时间点上的运动状态。
这一方法可以准确地描述物体在系统内部和外部作用力的影响下的运动情况。
然而，由于涉及到大量的微分方程，传统动力学建模方法具有复杂性和计算量大的特点。
三、基于仿真的动力学建模方法随着计算机科学和数值方法的发展，基于仿真的动力学建模方法成为研究的热点。
这种方法利用计算机软件来模拟动力学系统的运动，通过数值计算得到系统在不同时间点上的状态。
仿真技术具有简便、灵活和高效的特点，能够快速和准确地模拟系统的动态行为。
四、多体动力学仿真多体动力学仿真是运动控制中的重要技术之一。
它可以模拟多个物体之间的力学相互作用，并准确地反映系统的运动特性。
多体动力学仿真常应用于机器人控制、车辆动力学和飞行器飞行控制等领域。
通过建立精确的模型和仿真环境，研究人员可以探索不同控制算法、路径规划和优化策略，以提高系统的性能和稳定性。
五、控制系统建模方法除了动力学建模，控制系统建模也是运动控制中的重要一环。
控制系统建模关注的是将输入信号转化为输出信号，并研究系统对输入信号的响应。
常见的控制系统建模方法包括传递函数法、状态空间法和最小二乘法等。
这些方法可以精确地描述控制系统的动态行为，为系统设计和优化提供理论依据。
六、动力学仿真与实际应用动力学仿真在实际应用中具有广泛的应用价值。
在机器人领域，动力学模型可以帮助研究人员分析机器人的稳定性、机械臂的运动和力学特性等。
在车辆动力学研究中，仿真可以帮助模拟车辆在不同路况下的行驶情况，优化车辆的悬挂系统和驱动力分配策略。
单框架控制力矩陀螺转子的稳速控制
单框架控制力矩陀螺转子的稳速控制林鲁超;徐开;陈长青;李峰;龚泽宇;曲直【摘要】为满足卫星姿态控制系统对单框架控制力矩陀螺(SGCMG)转子转速的动态以及稳态性能要求,提出了一种基于遗传算法拟双环-锁相环的双模控制方法,并在该方法中引入干扰力矩补偿控制,进而实现干扰情况下的稳速控制.为模拟电流环和转速环控制,利用遗传算法优化两组比例-积分(PI)参数组成参数可变的拟双环控制器,与锁相环组成双模控制可实现转速的快响应、低超调和高精度控制.针对SGCMG框架转动对转子转速产生扰动的问题,分析了扰动产生的原因,推导并结合实验数据得出了框架转速θ· 与干扰力矩Td的关系,在此基础上设计角速率前馈控制器,以力矩补偿的方式对干扰进行抑制.最终,转速波动可抑制到无补偿情况的15％,在期望转速4000 r/min的情况下,转速稳态误差小于0.045％.【期刊名称】《电光与控制》【年(卷),期】2019(026)008【总页数】6页(P95-100)【关键词】单框架控制力矩陀螺;遗传算法;双环控制;锁相环;框架干扰补偿;转子稳速【作者】林鲁超;徐开;陈长青;李峰;龚泽宇;曲直【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,长春 130000;中国科学院大学,北京 100000;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,长春 130000;中国科学院大学,北京 100000;长光卫星技术有限公司,长春 130000;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,长春 130000;中国科学院大学,北京 100000;长光卫星技术有限公司,长春 130000;长光卫星技术有限公司,长春 130000;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,长春 130000;中国科学院大学,北京 100000【正文语种】中文【中图分类】TM330 引言单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是一种航天器用高精度姿态控制执行机构。
通过驱动飞轮框架转动改变飞轮角动量方向，可以得到大小与框架角速度成正比的控制力矩，输入很小的框架角速度即可得到很大的控制力矩[1]，这对航天器的姿态控制具有重大意义。
关节机器人的动力学建模与控制
关节机器人的动力学建模与控制随着科技的进步，机器人在人类生活中发挥着越来越重要的角色。
其中，关节机器人作为一种常见的机器人类型，具备灵活的动作和精确的控制能力，被广泛应用于工业生产、医疗护理、教育娱乐等领域。
关节机器人的动力学建模与控制是实现机器人自主运动和交互的核心技术之一。
本文将从动力学建模和控制两个方面，探讨关节机器人的相关问题。
一、动力学建模动力学建模是对机器人运动所涉及的力学现象和运动学关系进行描述和计算的过程。
在关节机器人的动力学建模中，常涉及到机器人的质量、惯性、摩擦、关节力矩等参数。
通过建立机器人的动力学模型，可以精确描述机器人的运动特性，为后续的控制算法提供准确的基础。
关节机器人的动力学模型主要包括基于牛顿-欧拉法、拉格朗日法和伪逆法等不同数学方法的建模。
牛顿-欧拉法是一种常用的动力学建模方法，基于牛顿定律和欧拉方程，通过考虑关节力矩、重力、惯性力和摩擦力等影响因素，得到机器人的动力学方程。
拉格朗日法则是另一种常用的动力学建模方法，通过对系统的动能和势能进行建模，得到机器人的拉格朗日方程。
伪逆法是一种简化的建模方法，通过使用伪逆矩阵来逼近机器人的动力学方程，简化了复杂的动力学计算过程。
二、控制算法控制算法是关节机器人实现自主运动和交互的重要手段。
在关节机器人的控制算法中，通常包括位置控制、速度控制和力控制等几种主要方式。
这些控制方式可以根据机器人的运动特性和任务需求来选择和应用。
位置控制是最常见的控制方式之一，通过控制机器人的关节位置，实现目标位置和实际位置的一致。
位置控制通常利用PID控制器或者模糊控制器进行实现，通过计算关节位置误差和误差的导数和积分，调节控制器输出，实现位置的精确控制。
速度控制是对关节机器人运动速度进行控制的方式，通过调节关节驱动器的转速，实现机器人的期望速度。
速度控制可以辅助实现精确的位置控制，同时可以快速响应外部环境的变化。
力控制是关节机器人实现力学任务和与人类交互的重要手段。
控制力矩陀螺工作原理
控制力矩陀螺工作原理
控制力矩陀螺是一种利用陀螺效应来实现姿态控制的装置。
它的工作原理是利用陀螺的自转来产生一个力矩，从而实现对飞行器的姿态控制。
陀螺效应是指当一个旋转体的自转轴发生偏转时，它会产生一个力矩，使得旋转体的自转轴发生回归运动。
这个效应可以用来实现姿态控制。
控制力矩陀螺就是利用这个效应来实现飞行器的姿态控制。
控制力矩陀螺通常由一个旋转体和一个控制系统组成。
旋转体通常是一个圆盘形的陀螺，它的自转轴与飞行器的姿态轴垂直。
当飞行器发生姿态变化时，旋转体的自转轴也会发生偏转，从而产生一个力矩。
这个力矩可以通过控制系统来控制，从而实现对飞行器的姿态控制。
控制系统通常由一个陀螺仪和一个控制器组成。
陀螺仪用来检测飞行器的姿态变化，从而产生一个反馈信号。
控制器根据反馈信号来计算出控制力矩陀螺需要产生的力矩，并将其传递给旋转体，从而实现对飞行器的姿态控制。
控制力矩陀螺的优点是具有快速响应、高精度和可靠性高等特点。
它可以用于各种类型的飞行器，包括飞机、直升机、卫星等。
在航空航天领域，控制力矩陀螺已经成为一种重要的姿态控制装置。
控制力矩陀螺是一种利用陀螺效应来实现姿态控制的装置。
它的工
作原理是利用陀螺的自转来产生一个力矩，从而实现对飞行器的姿态控制。
控制力矩陀螺具有快速响应、高精度和可靠性高等特点，已经成为航空航天领域中不可或缺的姿态控制装置。
一种控制力矩陀螺框架伺服系统抗干扰控制方法[发明专利]
![一种控制力矩陀螺框架伺服系统抗干扰控制方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/9fcd38dd67ec102de3bd897c.png)
专利名称：一种控制力矩陀螺框架伺服系统抗干扰控制方法专利类型：发明专利
发明人：郭雷,崔洋洋,乔建忠,朱玉凯,许昱涵
申请号：CN201910778318.5
申请日：20190822
公开号：CN110456630A
公开日：
20191115
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及一种控制力矩陀螺框架伺服系统抗干扰控制方法，针对控制力矩陀螺框架伺服系统面临转子动不平衡引起的高频振动干扰、摩擦力矩、电机力矩摄动、未建模动态多源干扰问题，首先，建立含有转子动不平衡引起的高频振动干扰、摩擦力矩、电机力矩摄动、未建模动态多源干扰的控制力矩陀螺框架伺服系统的动力学模型；其次，对转子动不平衡引起的高频振动干扰建立干扰模型并设计谐波干扰观测器对其进行估计；然后，在反馈通道设计积分滑模控制器对摩擦力矩、电机力矩摄动、未建模动态进行抑制，最后完成控制力矩陀螺框架伺服系统抗干扰控制。
本发明具有工程实用性强、抗干扰性高等优点。
申请人：北京航空航天大学
地址：100191北京市海淀区学院路37号
国籍：CN
代理机构：北京科迪生专利代理有限责任公司
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陀螺转台的伺服系统设计
陀螺转台的伺服系统设计院系自动化学院专业自动化班级4407202学号200403072045姓名杨林指导教师张红梅负责教师沈阳航空工业学院2008年6月摘要陀螺仪表试验转台是一种航空仪表地面现场测试的专用设备，主要由高精度转台和控制系统组成。
本文主要设计了转台的控制系统。
首先介绍了陀螺转台的结构及工作原理，然后基于陀螺转台的工作原理设计出转台控制系统的原理图，再根据转台控制系统的原理图，对系统的各组成环节进行建模，最后得出各环节的数学模型。
经过分析得出转台控制系统共由五部分组成，分别是：比较环节、校正环节、检测环节、晶闸管整流装置和直流力矩电机。
转台控制系统主要完成对角位置信号的跟踪。
本次设计的主要目的是提高转台的控制精度，改善系统的动态品质。
基于MATLAB/SIMULINK对系统进行仿真研究，并完成软件的调试。
仿真结果表明本设计能够完成转台的角位置跟踪。
关键词：陀螺转台；控制系统；SIMULINK仿真AbstractGyro testing turntable is the appropriation equipment used to test the special ground aviation equipment, it is made of high accuracy turntable and the control system. The design is mainly about turntable control system. First, it introduces structure and working principle of gyro turntable, then, based on the principle gyro turntable, design a schematic of turntable control system, according to the schematic of turntable control system’s principle, set up the model of system's parts, at last, got the math modeling of each part. After analysis, turntable control system is from a total of five parts. namely: comparing links, links correction, testing links, SCR devices and DC torque motor. The turntable control system to complete the main diagonal position signal tracking. The design of the main purpose is to improve the accuracy of the control table and improve the quality of the dynamic. The system is imitated by the soft ware MATLAB/ SIMULINK and completed software debugging. The simulation results show that the designed system to complete the corner location tracking.Keywords: Gyro platform; control system; SIMULINK simulation符 号 表em T电机转矩 N·m e V 实际误差速度 L T 负载转矩N·m R 给定角速度 e Φ 电动势常数Wb f R 反馈角位置 a i 电枢电流A e P 实际误差 a u 电枢电压V K U 触发电路的控制电压 P 磁极对数d U 晶闸管整流桥输出电压 N 电枢绕组的总导线数θ 输出角位置 a E感应电动势 V )(1s G 位置调节器的传递函数 n电动机转速 r/s )(2s G 速度调节器的传递函数 a R电枢电阻 Ω )(s H V 速度检测器的传递函数 M T 机电时间常数 )(s H p 位置检测器的传递函数a T电气时间常数 )(s W s 晶闸管整流装置的传递函数 C V 给定速度 ω 电机角速度rad/s f V反馈速度目录第1章绪论 (1)1.1 课题背景 (1)1.2 陀螺的发展简史 (4)1.3 转台的国内外发展概况 (4)1.4 转台的发展趋势 (5)1.5 本文研究的主要内容 (5)第2章陀螺转台的主要组成及功能 (7)2.1 陀螺测试转台结构及其控制系统介绍 (7)2.2 转台的主要功能 (8)2.3 转台的电机部分 (9)2.3.1 直流力矩电动机的发展现状 (10)2.3.2 力矩电动机的结构特点 (10)2.3.3 直流力矩电机模型分析 (11)第3章位置伺服系统控制技术 (14)3.1 不同系统的位置控制方式 (14)3.2 运动控制系统 (16)第4章转台控制系统设计 (19)4.1 比较环节 (19)4.2 校正环节 (19)4. 3 检测环节 (21)4. 4 晶闸管整流装置 (21)4. 5 执行电机 (23)第5章仿真软件介绍 (25)5.1 SIMULINK简介 (25)5.2 SIMULINK的优点 (25)5.3建立子系统的方法 (26)5.4 仿真算法介绍 (26)第6章转台控制系统仿真 (28)6.1 转台控制系统的软件设计 (28)6.1.1 永磁式直流力矩电机子系统的建立 (28)6.1.2 控制器模型及参数选择 (29)6.2系统的仿真参数设置 (30)6.3 系统的仿真及结果分析 (32)6.4 负载突加扰动 (34)6.5 与单闭环系统的比较 (36)6.5.1 单闭环位置跟踪系统的仿真 (36)6.5.2 单闭环位置跟踪系统负载加扰动 (38)6.5.3 单闭环和双闭环控制系统比较 (40)结论 (41)社会经济效益分析 (42)参考文献 (43)致谢 (45)第1章绪论1.1课题背景对于现代高技术战争来说，武器的命中精度是最主要的指标之一。
控制力矩陀螺框架系统高精度复合控制研究
第 ５期
载 人 航 天
Hale Waihona Puke Ｖ １１ Ｎ ． ｏ ８ ｏ５ ．
１ ９
２１年 ９ ０２ 月
控制力矩陀螺框架系统高精度复合控制研究
徐 向 波 ，房 建 成 ，杨 莲 慧
（ 京航 空航 天 大 学 惯 性技 术 重点实 验 室 新 型惯 性仪表 与导航 系统 国 防重点 学科实验 室 ， 北
其中 ， 、 为 ｄｇ坐标轴上的定子磁通分量 ； 、 、 Ｌ
＝
１ ｐ ４ ｉ－ ） ． （ｄ ０ｉ ５ ，
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图１ Ｃ 为 ＭＧ框架 系统组成 简 图。旋转 变压器 与 轴 角解 码器 解算 出永 磁 同步 电机 转子 的 角位 置 和角 速度 ， 电流 互感 器输 出两 相 电机 绕组 电流 ， 据 角位 根 置 和两相 绕组 电流通过 Ｃａｋ 变换 和 Ｐｒ 变 换得到 ｌ ｅ ｒ ａｋ
北 京 １０９ ） ０ １ １ 摘 要 控 制 力矩 陀螺 （ ＭＧ 是 大型航 天 器姿 态控 制 的关键 执 行机 构 ，控 制 力 矩 陀 Ｃ ）
螺 框 架 系统 的 控 制精 度 是 影 响其 输 出力 矩精 度 的 重要 因素 。 为 满足 框 架 系统 的 恒速 控 制精 度 和 随 动控 制 精度 ，采 用 反馈 控 制 与 前馈 控 制 相 结合 的复 合控 制 方 法 ；建 立 了采 用永磁 同 步 电机 的框 架 系统动 力学模 型 ，采 用 矢 量控 制 方 法及 高精度 的 角位 置和 角速度 反 馈 控 制有
方法 来 设计 前 馈 系数 ， 而模 糊 控制 算法 较 为 复杂 ， 然 需要 大 量 的 调试 经 验 ， 复控 制 器 ｌ０ 常用 来 提 高 重 ９】 ．也 １
【国家自然科学基金】_单框架控制力矩陀螺_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140803
2014年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
2014年 科研热词 控制力矩陀螺 自适应控制 智能控制 敏捷小卫星 扰动 建模 姿态控制 天宫一号 多模自适应 单框架控制力矩陀螺 半物理实验 动力学 仿真 推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
推荐指数 4 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 7 8 9
科研热词 控制力矩陀螺 航天器 姿态控制 运动奇异 混合方法 构型分析 姿态机动 复合操纵律 伪谱法
推荐指数 3 2 2 1 1 1 1 1 1
2008年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9
科研热词 控制力矩陀螺 奇异 递归神经网络 航天器 操纵律 姿态跟踪 奇异值分解 单框架控制力矩陀螺 动量轮
推荐指数 2 2 1 1 1 1 1 1 1
2009年 序号 1 2 3 4
科研热词 航天器建模 磁悬浮支承 控制力矩陀螺 姿态控制
推荐指数 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14
科研热词 角动量包络 航天器 自抗扰 框架伺服系统 操纵律 摩擦力矩 控制力矩陀螺 微型控制力矩陀螺 姿态控制 奇异 失效 单框架控制力矩陀螺 动力学 力矩输出
推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2011年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8
2011年 科研热词 控制力矩陀螺 姿态控制 运动奇异 路径规划 航天器 滑模 操纵律 伪光谱算法 推荐指数 2 2 1 1 1 1 1 1
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28
SGCMG框架伺服系统扰动力矩分析与控制
扰 动力 矩 抑制 方法 ，对框 架 伺服 系统 扰动力 矩 ，尤其 是对 高频 扰 动力矩 进行 了有 效抑 制 。该方法 对
于提 高控制 力矩 陀螺 整机 力矩 输 出精度 具有 一定 的理 论价 值 和工程 意义 。
产品最关键 的指标之一 。影响框架伺服系统控制精度 的因素有 很多 ，其 中扰动力矩 的非线性 和控制 算法 的鲁棒性是两个 主要 因素 ，关于框 架伺服 系统转速控制 的研究也 多集 中于此 。文 献 ［ １ — ２ ］ 分别 采用 了摩 擦 力矩观 测器 、扰动 观测器及补 偿算法 ，实现 了对非线 性扰动力矩 的有效 抑制 。然而 ，有限 的观测器 精 度和带 宽难 以实现 高精度 的扰 动力矩补偿 和抑 制 。另 外 ，扰 动 观测器 对 高频 扰 动 的抑制 效果 较差 。 文 献［ ３ — ４ ］ 设计 了基于 自适应 滑模 控制 算法 的位 置环 控制 器进行 外 部扰 动抑 制 ，但 针 对位 置环 设计 的
± 旦窒 型堂垫
２ ）高速 转子 的不平 衡振 动会 在框架 轴横 向和轴 向产 生高频 的扰 动力矩 ；
生 旦
３ ）框架 转 动产生 的陀
４ ）地 面试 验过程 中 ，框架 角位置 改变会 导致 由重力 产 生的摩 擦力矩 发生 变化ｌ ６ ；
关 键 词 控 制 力 矩 陀 螺 伺 服 系统 扰 动 变 结 构 控 制 空 间执 行 机 构 ＤＯＩ ：１ ０ ． ３ ７ ８ ０ ／ ｉ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ ～ ７ ５ ８ Ｘ． ２ ０ １ ３ ． ０ １ ． ０ ０ ３
伺服控制及其应用ppt课件
LOS系统
系统组成
有效载荷
可见光、红外、激光
框架平台
2框架、4框架、5框架
伺服系统
电机伺服
图像系统
目标识别、目标跟踪
LOS系统
视轴控制目的
视轴稳定
相对于惯性系 隔离运动 抵抗扰动 多框架
视轴跟踪
目标跟踪 捕获与跟踪 火控铰链
LOS系统
视轴控制原理
视轴稳定
速度稳定回路 单位反馈控制 精度40urad
交流电机
异步电机 同步电机 步进电机 无刷电机
特殊电机
直线电机、旋转变压器
系统组成
直流电机
力矩电机
力矩控制 低速平稳 应用－雷达天线
伺服电机
齿轮减速 输出力矩大 应用－舵机
系统组成
PWM电机控制
双极性控制
50％占空比 低速平稳 分辨率低
单极性控制
换向信号 分辨率高
空间矢量PWM
反馈控制
反馈通道
前馈控制
前馈补偿、改善动态性
内模控制
模型抵消、提高鲁棒性
系统组成
控制系统组成
被控对象
执行机构、负载
传感器
反馈信号
控制器
模拟控制器、数字控制器
系统组成
被控对象
电机
电能机械能
电磁阀
液压系统
其他
电磁线圈、加热、压电陶瓷
军工
？
系统组成
电机分类
直流电机
力矩电机－直接驱动 伺服电机－齿轮减速
LOS系统
旋转变压器
极对数
单级、多级
工作原理
V=A*SIN(Wt) 励磁电源：1KHz、28V
角位置解调
滤波法、鉴相法 旋变解调模块
混合控制技术(飞轮+控制力矩陀螺)
一、混合控制背景控制力矩陀螺(CMGs)与动量轮(MWs)都属动量交换装置，是航天器姿控系统采用的主要执行机构。
动量轮能产生精确连续但幅值较小的力矩，通常应用于中小型高精度三轴稳定卫星。
单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)输出力矩大且控制效率高，适用于长寿命大型航天器，但其固有的构型奇异给操纵律设计带来了很大困难。
另一类单框架变速控制力矩陀螺(VSCMGs)在仅姿控时没有奇异问题，但由于其结构和控制的复杂性，至今尚未应用于工程实际。
鉴于SGCMGs和MWs在技术上都比较成熟，采用两者组成混合执行机构，可以取长补短，发挥各自的优势，共同实现航天器的高性能姿态控制。
二、混合控制研究进展混合执行机构的概念提出较早。
早在1973年就提出采用金字塔构型SGCMGs 和三个MWs共同进行大型太空望远镜姿态稳定控制的方案，在不考虑外干扰力矩时，仿真结果很好[1]。
其后，文献[2]提出在航天器姿态机动控制中可用SGCMGs 进行姿态粗控，MWs进行姿态精确调整的方案，并设计了相应的控制器，取得了很好的效果。
对于带有大型运动部件的卫星，文献[错误！未定义书签。
]提出利用金字塔构型MWs进行本体姿态控制，而利用1个SGCMG补偿运动部件产生的干扰力矩，也得到了很好的仿真结果。
在航天器能量姿态一体化控制中，也提出利用SGCMGs与MWs共同完成这一任务的方案[3,4]。
由此可见，针对不同的航天任务，可对SGCMGs和MWs进行合理配置，以实现高性能的姿态控制。
实际上，仅利用SGCMGs进行航天器姿态跟踪时，现存的操纵律都会遇到一些问题：零运动操纵律无法避免显奇异点，且在SGCMGs构型接近奇异时，框架角速度解过大甚至无解；而鲁棒伪逆和广义鲁棒伪逆操纵律旧[5]都会导致力矩误差，使跟踪精度下降。
因此可考虑利用SGCMGs和MWs组成的混合执行机构来解决这些问题。
文献[6]基于姿态跟踪任务对混合执行机构奇异性进行分析的基础上，利用奇异值分解的方法对指令力矩进行了显示分配，将SGCMGs奇异时沿奇异方向的指令力矩分配给MWs。
磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服系统扰动力矩分析与抑制
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性 自适 应 逆控制 的噪 声 消 除 问题 ， 并取 得 了一 定 的 进展 。但 是这 些成 果仍 未在 磁悬 浮控 制力矩 陀螺 高
精度 伺服 系统 中进 行 很 好 的 应 用 ， 文提 出 了将 扰 本 动消除器 设计方 法 应用 于控 制力 矩陀螺 的高 精 度伺 服系统来 解 决各种 干 扰对框 架 系统 的可靠工 作所 造
力矩 陀螺 的框架 系统进 行 了研究 ， 文献 ［ ］ ７ 采用 跟 踪
收 稿 日期 ：０６０．３ 修 回 日期 ：０６０．３ ２０ ． ０ ； ４ ２０．６２ 基 金 项 目 ： 家“ ６” 技 术 航 天领 域 项 目（０３ Ａ ４０２ 国 ８３ 高 ２０ Ａ ７ １２ ）
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成 的破 坏 问题 。克服 了 以下 不确 定性 ：
统的 控制力 矩陀螺 。在 研究 与试验 过程 中高精 度伺 服系统 框架 扰动 力矩 问题成 为其必 须攻 克 的关 键技
术之一 。因为在 Ｃ Ｇ框架 伺 服 系 统 中存在 的非 线 Ｍ
（ ）摩擦 力矩 、 １ 不平 衡 力矩 等外部 扰动 力矩 ； （ ）与内部 高速磁 悬 浮转子 的耦 合力 矩 ； ２
０ 引 言
自适 应补 偿和线 性 二次方 指数 的方 法对 控制 力矩 陀
螺 的扰动 问题 进行 了初步 的探 讨 和解决 。
对 于空 间 站等 长 期 运行 的 大型 航 天器 ， 姿 态 其 控 制系统 是非 常重 要 的 子 系统 ， 现 其 姿 态 的精 确 实 控 制不仅需 要较 大 的 控 制力 矩 ， 且 要求 执 行 机 构 而 能 够有较 好 的控制精 度 。 由于 单框架 控制 力矩 陀螺
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控制力矩陀螺工作原理
控制力矩陀螺工作原理
控制力矩陀螺是一种基于陀螺效应的控制器件，其工作原理可以简单
地概括为：通过旋转惯性轮产生陀螺效应，从而产生稳定的力矩，实
现姿态控制。
具体来说，控制力矩陀螺由惯性轮、电机、控制电路等组成。
当电机
启动时，惯性轮开始高速旋转，此时惯性轮会产生一个自身的角动量，并且由于角动量守恒定律的作用，整个系统也会产生一个与惯性轮相
反方向的角动量。
这个角动量就是所谓的“陀螺效应”。
在实际应用中，我们通常需要利用这个陀螺效应来实现姿态控制。
例如，在航天器中使用控制力矩陀螺可以实现对姿态的精确调整和稳定
维持。
当航天器需要进行姿态调整时，我们可以通过改变电机转速或
者改变惯性轮旋转方向来改变系统产生的角动量，并且根据牛顿第三
定律得知相应方向上会产生一个稳定的力矩。
通过不断调整这个力矩
的大小和方向，我们就可以实现对姿态的控制。
除了航天器，控制力矩陀螺还可以应用于其他领域。
例如，在惯性导
航系统中使用控制力矩陀螺可以实现对飞行器的精确定位和导航；在
机器人领域中使用控制力矩陀螺可以实现机器人的平衡和姿态调整等。
总之，控制力矩陀螺是一种基于陀螺效应的控制器件，其工作原理是通过旋转惯性轮产生稳定的角动量，并利用牛顿第三定律产生相应方向上的稳定力矩来实现姿态控制。
在实际应用中，我们可以通过改变电机转速或者改变惯性轮旋转方向来调整系统产生的角动量和力矩大小和方向，从而实现精确的姿态调整和稳定维持。
航天器动力学建模与控制研究
航天器动力学建模与控制研究是航天器设计与开发过程中至关重要的一环。
动力学建模是航天器设计的基础，而控制研究则是航天器实际运行过程中保障其稳定性、精度和安全性的重要手段。
一、动力学建模航天器动力学建模是根据航天器的物理特性和运动规律，将其运动方程和国际通行的数学表达式相结合，建立数学模型，以便于进行仿真、优化和控制等工作。
航天器动力学建模涉及到多个方面，如刚体动力学、空气动力学、推进剂动力学等。
其中，刚体动力学是航天器动力学建模的基本模块。
刚体运动包括三个基本运动：旋转、平移和振动。
对于航天器而言，由于其体积较大，不能看作一个质点，而应看作刚体。
刚体受力分为两类：力矩和力。
根据牛顿第二定律，力等于质量乘以加速度，力矩等于惯量乘以角加速度。
另外，空气动力学也是航天器动力学建模的重要方面之一。
航天器在大气层中运动时，受到空气阻力的影响，因此需要对其进行建模。
空气动力学模型包括气动力、气动力矩和阻力等方面，通过对气动力学模型建立和仿真，可以为航天器的姿态控制提供有力支持。
二、控制研究航天器的控制研究是目前航天技术中非常重要和复杂的领域。
航天器控制的主要目标是使其在运行过程中保持稳定，并满足各种精度和安全性要求。
航天器控制方面涉及到诸多问题，例如姿态控制、轨道控制、导航控制等。
在航天器姿态控制方面，主要是通过航天器的姿态变化来控制其运动状态。
姿态控制具有很强的实际应用性，包括通信卫星位置控制、空间天气监测等。
姿态控制涉及到大量的数学知识和模型分析，航天器动力学建模是姿态控制的基础。
轨道控制是指通过控制航天器运行状态，控制其轨道参数来实现轨道变换或者轨道维持。
航天器轨道控制在空间站维护、卫星任务完成等方面非常重要。
由于航天器运动状态的不确定性和轨道摄动因素的影响，轨道控制的复杂度很高。
导航控制主要是指使用一系列传感器和信号，来确定航天器在三维空间中的位置和速度，并根据所得数据进行控制。
该领域涉及到许多知识和技术，包括卫星定位导航系统、惯性导航等。
积分反馈自抗扰控制力矩陀螺框架伺服系统设计
积分反馈自抗扰控制力矩陀螺框架伺服系统设计陈茂胜;金光;张涛;戴路;朴永杰;周美丽;曲宏松【摘要】设计了永磁同步电机直驱的控制力矩陀螺(CMG)框架伺服系统,并提出积分反馈自抗扰控制(ADRC)伺服跟踪算法用于实时跟踪CMG操纵律输出的框架角速度指令.首先,采用电机轴电流id=0的矢量控制策略建立了CMG框架伺服系统的数学模型;然后,分析摩擦力矩和齿槽力矩对CMG框架伺服系统性能的影响,并在Matlab中搭建速度环采用ADRC的框架伺服仿真系统;最后,对框架伺服系统的速度环分别采用模糊PI、ADRC、积分反馈ADRC算法进行实验.实验结果表明:采用积分反馈ADRC算法跟踪0.1～2.0 rad/s时,稳态精度为0.005～0.012 rad/s;跟踪0.0～0.1rad/s时,稳态精度为0.001～0.005 rad/s,临界爬行速度为0.003rad/s;跟踪2sin(t) rad/s速度曲线时,幅值误差为0.55％,相位滞后0.09978 rad.结果满足CMG框架伺服系统精度高、鲁棒性强的要求.%The gimbal servo system for a Control Moment Gyroscope (CMG) directly driven by a Permanent Magnet Synchronous Motor (PMSM) was designed, and an Active Disturbance Rejection Control( ADRC) algorithm with integral feedback was proposed. Firstly, the mathematic model for the CMG gimbal servo system was built by using an oriented control strategy in shaft currentid=0. Then, the effects of both frictional and alveolar torques on the performance of gimbal servo system were analyzed. A simulation system for gimbal servo system which used the ADRC as a speed loop was built up in Matlab. Finally, the hardware experiments of fuzzy PI, ADRC and the ADRC with integral feedback were carried out. Test and experiments show that the steady state accuracy is 0. 005 — 0. 012 rad/s when a step velocityof 0. 1 — 2. 0 rad/s is tracked by u-sing the ADRC. , and that is 0. 001 — 0. 005 rad/s and the crawling speed is 0. 003 rad/s when the step velocity of 0. 0 — 0.1 rad/s is tracked by using the ADRC with integral feedback. Furthermore, the relative amplitude error is 0. 55% and the phase error is 0. 099 78 rad, when the gimbal system tracks the 2sin(t) rad/s by using the ADRC with integral feedback. The proposed gimbal servo system of CMG satisfies the demands of high precision and robustness.【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2012(020)011【总页数】9页(P2424-2432)【关键词】控制力矩陀螺;永磁同步电机;矢量控制策略;自抗扰控制;积分反馈【作者】陈茂胜;金光;张涛;戴路;朴永杰;周美丽;曲宏松【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院大学,北京100039;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033【正文语种】中文【中图分类】V448.2;TP2731 引言控制力矩陀螺（Control Moment Gyroscope，CMG）是应用在航天器上的一类具有“力矩放大”特性的惯性执行机构，通过动量交换产生内部力矩，实现对航天器的姿态控制。