小卫星用反作用飞轮系统设计
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统

自动控制理论实验报告人:赵振根02020802班2008300597卫星三轴姿态飞轮控制系统设计一:概述1.1.坐标系选择与坐标变换在讨论卫星姿态时,首先要选定空间坐标系,不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态,至少要建立两个坐标系,一个是空间参考坐标系,一个是固连在卫星本体的星体坐标系。
在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时,一般以轨道坐标系为参考坐标系,还有星体坐标系。
(1) 轨道坐标系o o o O X Y Z -,原点位于卫星的质心O ,o OX 轴在轨道平面上与o OZ 轴垂直,与轨道速度方向一致,o OZ 轴指向地心,o OY 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系(2) 星体坐标系b b b O X Y Z -,原点位于卫星的质心O ,b OX ,b OY ,bOZ 固连在星体上,为卫星的三个惯性主轴。
其中b OX 为滚动轴,b OY为俯仰轴,OZ为偏航轴。
b1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点长寿命,高精度的三轴姿态稳定卫星,在轨道上正常工作时,普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比,飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点:(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩,可以进行线性控制,而喷气推力器只能作为非线性开关控制,因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级,而姿态误差速率也比喷气控制小。
(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充,因而适用于长寿命工作,喷气推力器需要消耗工质或燃料,在轨无法补充,因而寿命大大受限。
(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。
(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。
然而,轮控系统在具有以上优越性的同时,也存在两个主要问题,一是飞轮会发生速度饱和。
当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时,飞轮终究要达到其最大允许转速。
二是由于转速部件的存在,特别是轴承寿命和可靠性受到限制。
基于变惯量反作用飞轮的小卫星大角度姿态机动控制研究

s s s
qd ]
[ 8]
T
T
。
本体相对于期望的姿态误差四元数可定义为
Qe =
: ( 9)
=
q
q0
×
- qd
qd0 I3 × qd 3 -
q
则姿态误差运动学方程可写为[ 8] : 0
I iyy Iizy
s s
0
Iiyz Iizz
s s
0
(1 )
Q �e ≡
qe 0 � qe �
=
1 T qω 2 e e
设qqd别为本体系sb和期望系sd相对于轨道系so的姿态四元数记为qe0qeqdqd0i3qe0qedo11bo表示sb相对so的角速度在sb下的分量列阵rbd表示sd到sb的坐标转换矩阵do表示sd相对so的角速度在sd所以do由于姿态控制律是相对于轨道坐标系所设计因此需将星体姿态动力学方程中的绝对角速度进行分解得到相对角速度borioodtborbootc12是轨道角速度在so中的分量列阵rbirio和rbo是各坐标系间的转换矩阵相对惯性系si的求导
qe0 qe qd0 q ] 和 Qd = [ qd0
T d T T
固定在 VIRW 的质心 , x iw 轴也沿电机 1 轴指向外 ,
yiw 轴始终与丝杠轴平行 , 随 VIRW 一起转动 , ziw 轴
由右手定则确定 。在初始位 置 , 两个坐 标系 Sis 和
Siw 是完全重合的 。
设每个 VIRW 的两个重块是完全对称的 , 所有 VIRW 的重块具有相同的 质量 。重 块可视为质点 , 其质量 m 集中在质心 ( 质心位置是变化的 ) 。那么 在基坐标系 S is 下 , 第 i 个 VIRW( 包括重块 ) 的转动 惯量 Ii 可表示为 :
一种卫星反作用飞轮延寿方法

一种卫星反作用飞轮延寿方法张国云;王大鹏;蔡立锋;张国雪;张卫涛【摘要】针对反作用飞轮长时间工作出现的性能退化问题,提出一种反作用飞轮和磁力矩器联合控制使反作用飞轮延寿的方法.通过滚动轴在姿态机动模式下采用比例积分微分(PID)轮控,而在正常稳态模式下使用比例微分(PD)磁控,实现在不降低姿态控制精度的前提下减少反作用飞轮工作时间,从而延长其工作寿命的目标.对联合控制姿态的延寿方法进行仿真分析,验证滚动轴稳态磁控算法、磁控接入及退出条件的正确性.以某低轨卫星为例进行在轨验证,遥测数据显示:卫星正常运行2年多,滚动轴姿态超差最大约2.6°,且绝大部分时间均小于1°,卫星稳态情况下没有自主切换回PID轮控方式,飞轮因长期轴承摩擦引起的电流、温度增大趋势得到有效缓解,飞轮在轨寿命得到延长.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2019(028)001【总页数】6页(P42-47)【关键词】卫星反作用飞轮;延寿;磁力矩器;联合控制【作者】张国云;王大鹏;蔡立锋;张国雪;张卫涛【作者单位】西安卫星测控中心,航天器在轨故障诊断与维修重点实验室,西安710043;西安卫星测控中心,航天器在轨故障诊断与维修重点实验室,西安 710043;西安卫星测控中心,航天器在轨故障诊断与维修重点实验室,西安 710043;西安卫星测控中心,航天器在轨故障诊断与维修重点实验室,西安 710043;西安卫星测控中心,航天器在轨故障诊断与维修重点实验室,西安 710043【正文语种】中文【中图分类】V448.22反作用飞轮(以下简称飞轮)是卫星姿态控制系统中重要的惯性执行机构,具有可靠性好、控制精度高和功耗低等优点[1-2]。
它通常采用轴承组件作为旋转和支撑的组件单元,长期频繁使用会造成轴承磨损。
例如,基于零动量控制的在轨侧摆机动成像卫星,需要频繁采用飞轮实现高精度姿态控制,导致飞轮因长期轴承摩擦引起工作电流、温度增大,出现性能退化或失效,影响卫星姿态安全。
采用电磁分流阻尼的反作用飞轮隔振方法设计与分析

第 37 卷第 2 期2024 年2 月振 动 工 程 学 报Journal of Vibration EngineeringVol. 37 No. 2Feb. 2024采用电磁分流阻尼的反作用飞轮隔振方法设计与分析张涵,罗青(国防科技大学空天科学学院,湖南长沙 410073)摘要: 反作用飞轮是重要的卫星姿态控制执行机构,也是星上最主要的微振动源。
针对反作用飞轮转速范围宽的工作特点,本文提出采用六脚隔振装置结合电磁分流阻尼技术的隔振方法。
考虑陀螺效应的耦合作用,建立了反作用飞轮与隔振装置的一体化动力学模型。
通过理论分析和数值仿真,研究了陀螺效应对系统的模态、固有频率以及隔振性能的影响,并分析了关键参数对系统隔振性能的影响。
开展了隔振优化设计,对优化后的隔振性能进行分析,并对隔振装置中的单个隔振单元进行实验验证,验证了电磁分流阻尼和弹簧刚度对隔振性能的影响。
关键词: 微振动;隔振;反作用飞轮;电磁分流阻尼中图分类号: V414.3+3;TB535 文献标志码: A 文章编号: 1004-4523(2024)02-0247-11DOI: 10.16385/ki.issn.1004-4523.2024.02.007引言高精度观测航天器是世界各国航天领域争相发展的重要装备。
然而,在轨运行期间,航天器载荷的工作性能极易受到航天器平台上活动部件在工作时产生的微振动的干扰。
已有研究表明[1],作为姿态控制执行机构的飞轮系统,是目前最主要的微振动扰动源。
目前,如何降低飞轮微振动扰动,进而保证航天器敏感载荷的安静工作环境已成为发展高精度航天器装备的关键技术之一[2⁃3]。
针对航天器飞轮微振动扰动问题,在不改变飞轮内部结构的前提下,国内外研究人员设计并研制了多种隔振装置。
按照结构形式,这些隔振装置总体上可以分为两大类:①基于折叠梁结构的隔振装置。
该技术最早由Kamesh等[4]提出。
它利用多段连续短梁,通过降低飞轮与航天器平台之间的安装刚度实现扰动隔离。
基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制

基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制杨新岩;廖育荣;倪淑燕【摘要】This brief designs an adaptive integral sliding mode controller to reduce the influence of flywheel friction torque and external disturbance torque were presented. Firstly, the disturbance observer is designed to offset the friction torque of the flywheel, and the conditions for the stability of disturbance observer are given. The adaptive law of the switching gain is designed to weaken the chattering problem that sliding mode controller have. Then the adaptive integral sliding mode controller is designed based on the disturbance observer and the adaptive law.The stability of the controller is proved. The simulation results show that the small satellite can achieve 0. 001 degree of attitude control precision with little chattering under the action of the controller, which proves the superiority of the controller.%针对飞轮摩擦力矩和外界干扰力矩对小卫星姿态控制精度的影响,设计了一种自适应积分滑模控制器.首先通过设计干扰观测器来补偿飞轮摩擦力矩;并给出了干扰观测器能稳定工作的条件.针对滑模控制器存在的抖振问题,通过对切换增益设计自适应律来减弱抖振;然后基于干扰观测器和自适应律设计了自适应积分滑模控制器;理论证明了该控制器的稳定性.最后通过对小卫星姿态控制进行数字仿真,在控制器作用下,小卫星实现了0. 001°的控制精度;同时具有较小的抖振幅度,证明了所设计控制器的优越性.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2019(019)003【总页数】6页(P255-260)【关键词】小卫星;飞轮摩擦力矩;干扰观测器;自适应;滑模控制【作者】杨新岩;廖育荣;倪淑燕【作者单位】航天工程大学研究生院,北京 101416;航天工程大学职业教育中心,北京 101416;航天工程大学电子与光学工程系,北京 101416【正文语种】中文【中图分类】V525.1近年来,随着微机电技术和空间技术的发展成熟,小卫星受到了越来越多人的关注。
小卫星用反作用飞轮系统设计

( 1 .S t a t e Ke y L a b o r a t o r y o f Ap p l i e d Op t i c s ,C h a n g c h u n I n s t i t u t e o f Op t i c s , Fi n e Me c h a n i c s a n d P h y s i c s , C h i n e s e Ac a d e my o f S c i e n c e s , C h a n g c h u n 1 3 0 0 3 3 , C h i n a ; 2 . U n i v e r s i t y o f C h i n e s e Ac a d e my o f S c i e n c e s , B e i j i n g 1 0 0 0 4 9 , C h i n a )
小 卫 星 用 反 作 用 飞 轮 系 统 设 计
王 辉 , 武俊峰 , 李 胤 , 吴一辉
( 1 . 中国科学院 长春光学精 密机械与物理研究所 应用光学国家重点实验室, 吉林 长春 1 3 0 0 3 3 ;
2 . 中国科学院大学, 北京 1 0 0 0 4 9 )
摘要: 考 虑 小 卫 星用 反作 用 飞 轮 系 统 小 型 化 的 要 求 , 提 出 了 飞 轮 电机 体 积 最 小 时 的 电 枢 尺 寸 确 定 方 法 , 并 设 计 了一 种 定 子无 铁 芯 式 反 作 用 飞 轮 系 统 。为 防 止 磁 路 饱 和 , 将 多 学 科 优 化 设 计 方 法 应 用 于 飞 轮转 子结 构 和 电机 磁 场 联 合 设 计 中 , 并 采用 外 罚 函 数 法 及 序 列 二 次 规 划 算 法 ( S Q P ) 组 合 优 化 策 略 对 飞 轮 系 统 进 行 多 目标 优 化 设 计 。选 取 飞 轮 转 子 质 量 最 小 和 电机 气 隙 磁 通 密 度 最 大 为 优 化 目标 , 以最 大等效应 力 、 一 阶共 振 频 率 、 极转 动惯量 、 磁饱 和等作 为约束 条件 , 将 i S I G HT 软件 作 为 优 化 平 台 , 集 成 有 限 元 软 件 ANS Y S实 现 了优 化 过 程 , 最 后 依 据 优 化 结 果 制 造 出 飞 轮 样 机 。优 化 结 果 表 明 , 优
基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真

模 拟 星上 的光 学 敏 感 器 的 姿 态信 息 输 出 。执 行 部
件 主要 有框 架 控制 力矩 陀螺 、 力器 等 。姿态 控制 推
程 序 在 台上仿 真计算 机 中运 行 , 接收并 处 理敏感 器
信息 、 计算控制指令并发送。小卫星仿真 中的主要 工作 内容 如 下 l 4: _ J 3 _ a小卫 星 轨道环 境 分析 。 .
地 面验证 。
b 小卫 星姿 态建模 。 . 小 卫 星姿 态 一 般 以非 线 性 六 自由度 方 程来 描 述, 而特 殊情 况下 要考 虑挠 性 和液体 晃动 的影 响 。 e性能 分析 和系 统控 制方 案 的选 择 。 . 通 过仿真 可 以实现 系统 的控 制 , 括 明确小 卫 包 星控 制 系统所 要 达到 的控制 指标 、 用 的姿态测 量 采 敏感 器 的精度 需 求 及 组 合 形式 、 相应 的确 定 算 法 、 姿 态控 制 的算 法 、 行 机 构 的种类 、 矩精 度 和 角 执 力 动量 的容 限 、 制计 算 机 的 性 能 、 制 周期 的确 定 控 控 以及 控 制器稳 定性 分析 等 。
对于 中低 太 阳 同步近 圆轨道 的空间 环境 , 小卫 星将 受到 较 大的 气 动力 矩 、 剩磁 力 矩 、 力梯 度 力 重 矩 和 较小 的太 阳光 压 力 矩 。而 相 应 的 仿 真 实验 中 要 对 系统所 在 环境 的 干扰进 行评 估 和测 量 。
收 稿 日期 :0 1 6—1 2 1 —0 O
可表示 为 :
H =.o 1 t () 1
仿真控制 对象 是转 动 惯量 约 为 [0 12 . 2 . 1 6 2 .]g m ; 中俯仰轴为单轴气浮平 台模拟, 34 k ・ 2其 其
典型小卫星姿态控制系统方案设计

典型小卫星姿态控制系统方案设计1 姿态控制系统设计1.1 姿态确定方案姿态确定系统的任务是按照卫星的飞行任务,根据星上敏感器的工作状况,选择适当的敏感器测量信息的组合,经过适当的处理,求得卫星本体坐标系相对质心轨道坐标系的姿态及敏感器常值偏差的估计值。
1.1.1 陀螺姿态预估利用陀螺输出测量卫星的角速度以确定其姿态角速率与姿态四元数。
当红外地球敏感器、太阳敏感器工作时,通过滤波算法估计出陀螺的漂移,从陀螺输出信号中扣除陀螺漂移的影响,才是卫星的角速度。
所以,为了保证陀螺姿态预估的精度,在卫星转入飞轮转速保持模式前要预先用滤波算法估计出陀螺的漂移。
本方法用于卫星的飞轮转速保持模式及消除偏模式。
1.1.2 陀螺红外姿态估计根据卫星的运动学方程及陀螺的测量模型建立系统状态方程。
由GPS测量得到的信息求得轨道角速度,由陀螺测量得到的卫星姿态角速率,组成系统输入向量。
以红外地平仪输出的滚动角和俯仰角作为量测向量,根据红外地平仪的测量模型建立系统的量测方程。
用线性Kalman滤波算法估计星体相对轨道坐标系的姿态角及俯仰与偏航陀螺的常值漂移。
1.1.3 双矢量定姿与滤波估计1.1.3.1 地磁太阳双矢量定姿由磁强计测量地磁矢量在星体坐标系下的分量,由太阳敏感器确定太阳矢量在星体坐标系下的分量;在轨道坐标系中的分量由地磁场计算模型、太阳矢量计算模型及轨道计算求得。
然后利用双矢量定姿算法确定出星体相对于轨道坐标系的姿态四元数。
1.1.3.2 地球地磁双矢量定姿与Kalman滤波估计由磁强计测量地磁矢量在星体坐标系下的分量,由红外地平仪确定地垂矢量在星体坐标系下的分量;地磁矢量在轨道坐标系中的分量由地磁场计算模型及轨道计算求得。
最后利用双矢量定姿算法确定出星体相对于轨道坐标系的姿态角。
根据卫星的运动学方程及陀螺的测量模型建立系统状态方程。
由GPS测量得到的信息求得轨道角速度,由陀螺测量得到的卫星姿态角速率,组成系统输入向量。
反作用飞轮的可靠性研究

反作用飞轮的可靠性研究晗1,2,武俊峰1 ,吴一辉1包 ( 1. 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 应用光学国家重点实验室,长春 130033;中国科学院大学 研究生院,北京 100039)2. 摘 要: 为了提高反作用飞轮工作的可靠度,并对飞轮的设计提出改进措施,本文进行了可靠性方面的研究。
从飞 轮的机械主体结构和驱动电路两方面对反作用飞轮的可靠性进行预计并找出反作用飞轮的可靠性薄弱环节。
接着根 据飞轮运行情况的分析建立故障树和故障模式,得到一些提高可靠性的措施。
最后针对影响反作用飞轮可靠性比较 大的驱动电路中的 MOSFET 驱动桥电路进行了具体分析,通过 Simulink 仿真和 Mu l t i s i m 电路仿真,提出给驱动桥添 加死区模块和冗余 MOSFET 管两个改进方法,并针对并联 MOSFET 管遇到的实际参数不匹配问题给出解决措施。
关键词: 可靠性预计; 故障树和故障模式; 死区; 并联 MOSFET 管 中图分类号: T M 36 + 1; TP272文献标志码: A文章编号: 1001-6848( 2014) 12-0006-06DOI:10.15934/ki.micromotors.2014.12.002Re s e a r ch of Re li ab ili t y of Re act i o n Fl y wh ee lBAO Han 1,2 ,WU J unfen 1 ,WU Y i hu i 1( 1. State K e y Laboratory of A pp li e d O pt i c s ,Changchun I n st i t u t e of O pt i c s ,F i n e M e chan i c s and P hy s i c s , Ch i n es e Ac adem y of Sc i e nc e ,Changchun 130033,China; 2. Graduated Sch oo l of Un i ve r s i t y of Ch i n es eAc adem y of Sc i e nc es ,B e i j i ng 100039,Ch i na) A bst r ac t : I n order t o i mpr o v e the reli ability of the reac t i o n f l ywhee l ,and try to g i v e su gg es t i o n to t he des i g n of flywheel ,this article did some research on the reli ability of t he reac t i o n flywheel. Fi rs t l y s om e pred i c t i o n of reli ability of mechan i c a l structures and dr i ve circ uits of t he reac t i o n f l ywhee l was g i ven . Then based on t he reli ability ex pect ed t o i den t i fy weaknesses in the reliability of reac t i o n f l ywhee l s ,and the es t ab li s hmen t of t he fau l t tree and failure m ode of o pera t i o n based on an analysis of t he f l y whee l ,resu l t i n g in s om e m et hods t o i m - prove reli ability. Finally ,a great i mpac t on t he reli ability of reac t i o n whee l drive circ ui t br i d g e MOSFET driv er circuit ana l yzed in de t a il by circ uit s i mu l a t i o n us i n g Si mulink and Mu l t i s i m ,pr o p o sed to add a dead z one and drive axle MOS F E T ,t w o i mpr o v ed redundancy and for parallel the MOSFET param et ers do n ot match the ac t ua l encounter pr o b l ems g i v en s o l u t i o ns .K e y w o r ds : reliability pred i c t i o n ; fau l t tree and failure m o des ; dead z o ne ; parallel MOSFET t ube ;论出发,应 用 应 力 分析法对飞轮可靠性给出预计, 采取冗余霍尔元件的措施以提高可靠度[3]; 有些从 结构可靠性的角度出发,使用有限元分析软件建立 飞轮转子的结构的应力分布,并优化了飞轮转子的 结构设计[4]。
反作用飞轮速率模式控制系统设计

( .哈 尔滨 I 业 大 学 航 天 学 院 ,哈 尔 滨 100 ; .上 海 航 天 控 制 I 程 研 究 所 ,上 海 203 ) 1 50 1 2 0 23
摘 要 :反 作 用 飞 轮 是 卫 星 姿 态 控 制 系 统 的重 要 执 行 元 件 , 率 模 式 是 反 作 用 飞 轮 一 种 工 作 模 式 , 高 飞 轮 速 提 速 率 模 式 控 制 系 统 的性 能 对 卫 星姿 态 控 制 系统 具 有重 要 意 义 。 详 细讨 论 了 反 作 用 飞 轮 系 统 的数 学 模 型 , 此 基 础 在 上 实 现 了反 作 用 飞 轮 速率 模 式 控 制 系统 设计 。 实 验 飞 轮 运 行 结 果 表 明 , 计 的 反 作 用 飞 轮 速 率 模 式 控 制 系 统 能 够 设 抑 制 飞 轮 内 部 干 扰 和 噪 声 , 确 复 现速 率指 令 。 灵敏 度 分 析证 明 飞 轮 系 统 具 有 较 好 的鲁 棒 性 。 精
关 键 词 :姿 态 控 制 ;反 作 用 飞 轮 ;速 率 模 式 中 图分 类 号 :V 4 .2 4 82 文 献 标 识 码 : A 文 章 编 号 :0012 (06 Sp 0 10 10 .3820 )u- 0 -5 0
0 引言
1 系统 构成
反作 用 飞轮是 高精 度卫 星姿 态控 制 系统 的关键
维普资讯
2
宇航 学 报
第 2 7卷
流 ,.为 飞轮 转动惯 量 , 为飞轮 电机 力矩 系数 。 , K 由式 ( ) 以看 出 , 1可 反作 用飞 轮本体 是一 个一 阶 环节 , 飞轮速 率是 飞轮 电机 电枢 电流 的积 分 。
动量轮 反作用轮 机构

动量轮反作用轮机构
动量轮是一种常见的航天器姿态控制装置,也称为反作用轮或飞轮。
它通过改变自身转速和方向来实现对航天器的姿态控制。
动量轮通常由高速旋转的金属盘组成,其几何形状和重量分布使其具有一定的旋转惯量。
当动量轮改变转速或方向时,由于角动量守恒定律,航天器的角动量也会相应改变,从而使航天器发生姿态变化。
动量轮通常由电动机驱动,通过变速器和轴承连接到航天器结构上。
电动机可以控制动量轮的转速和方向,从而控制航天器的姿态。
动量轮系统还包括传感器、控制算法和电子设备等组件,用于测量和计算航天器的姿态,并根据需要调整动量轮的工作参数。
反作用轮是动量轮的一种应用形式,用于通过反作用力来产生姿态控制力矩。
它通常由一个或多个动量轮构成,通过改变转速和方向来实现对航天器的姿态控制。
反作用轮具有高精度、高可靠性和快速响应的特点,被广泛应用于卫星、航天器和空间站等航天器的姿态控制系统中。
机构是指由一组零部件或装置组成的、具有特定功能和结构的系统。
在动量轮和反作用轮系统中,机构通常包括动量轮、变速器、轴承、传感器、控制器等组件,它们协同工作,通过相互配合和传递力矩来实现对航天器姿态的控制。
机构设计的合理性和可靠性对于航天器的姿态控制至关重要。
动量轮 反作用轮 机构

动量轮反作用轮机构摘要:1.动量轮与反作用轮的概念与原理2.动量轮与反作用轮在卫星姿态控制中的应用3.反作用轮低速状态的问题及解决方法4.补偿观测器的设计与应用5.展望未来发展趋势与综合应用前景正文:一、动量轮与反作用轮的概念与原理动量轮和反作用轮是卫星姿态控制系统中常用的两种机构。
动量轮通过储存和释放动量来控制卫星的角动量,从而实现卫星的姿态调整。
反作用轮则通过产生制动力矩来实现卫星的姿态控制。
两者在卫星姿态控制中发挥着重要作用,为卫星的稳定运行提供了保障。
二、动量轮与反作用轮在卫星姿态控制中的应用在现代高精度卫星姿态控制中,动量轮和反作用轮都占据了重要地位。
动量轮主要用于储存卫星的角动量,以实现快速姿态调整。
反作用轮则通过制动力矩来实现卫星的姿态控制,主要工作在低速状态。
然而,反作用轮在低速状态下,其转速过零时摩擦力矩的非线性特征会对姿态控制精度产生较大影响,并影响卫星运行寿命。
三、反作用轮低速状态的问题及解决方法为解决反作用轮在低速状态下的问题,研究人员基于Dahl 摩擦模型建立了直流电机驱动的反作用轮系统数学模型。
在此基础上,设计了用于改善反作用轮低速性能的补偿观测器。
该观测器可以有效地抑制反作用轮低速摩擦产生的扰动,从而大幅度改善卫星姿态控制精度及其姿态稳定性。
四、补偿观测器的设计与应用补偿观测器是一种基于观测数据的实时姿态估计方法,可以对反作用轮的低速性能进行有效补偿。
通过将补偿观测器应用于三正交结构姿态控制系统,可以实现对卫星姿态的精确控制,提高卫星运行的稳定性和可靠性。
五、展望未来发展趋势与综合应用前景随着卫星技术的不断发展,动量轮和反作用轮在卫星姿态控制中的应用将更加广泛。
同时,基于补偿观测器的变结构控制方法也将得到更多关注。
基于MicroBlaze软核的反作用飞轮控制器设计
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作 用 飞轮 控 制 器设 计 进 行 了研 究 。根 据 Mi o l e 核 开 发 环境 , 出 了反 作 用飞 轮 控 制 器 结 构 和 包括 软 硬 件 的 c Ba 软 r z 给
现 场 可 编程 逻 辑 阵 列 ( GA)内核 配 置 与 设 计 , 绍 了片 内 电 流 环 实现 、 流 无 刷 电极 控 制 模 块 和 模 / ( D) FP 介 直 数 A/ 转
b s d o ir B a et c n lg ss u id t p o et er l b l y a d t e u e i c l h sp p r a e n M c o lz e h o o y wa t d e o i r v h ei i t n o r d c ss aei t i a e .Ac o d n m a i t n c r ig t h e eo me t e v r n n f M ir Blz o tc r ,t e sr c u e o h e c i n wh e o t o lr a d t e O t e d v l p n n io me t o c o a e s f o e h t u t r f t e r a t e 1 c n r l , n h o e
o h el ain o h ur n n c i ,t e c n rlmo ue o ie tc re tb rhe smoo n n lg e dgt fterai to ft e c re to -hp h o to d l fdrc u rn u s ls t ra d a ao u / ii z
2 h n h iAe o p c o t o n i e rn n t u e h n h i2 0 3 ,Ch n ) .S a g a r s a e C n r lE g n e i g I s i t ,S a g a 0 2 3 t ia
磁悬浮反作用飞轮用无刷直流电动机伺服系统设计与实验研究
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t d c st e p n i l f o t ls se o ev tr d s n p o e s I h n r u e h r cp e o n r y tm fs r o mo o , e i r c s . n t e e d, t e e p r n lo o i c o g h x e me t s i a
不需要润滑 , 允许高速旋转,在寿命方面优于机械
轴承 ,而且 可 以从 根 本 上解 决 转 速 过零 摩 擦 问题 , 因而磁悬浮飞 轮系统 被认 为是 未来 高精 度航 天器 姿
态控制 的理想 执行 机构 J 。当卫 星在空 问受 到力 矩
采用稀土永磁无刷直流 电机。在无刷直流电机控制
维普资讯
一
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;
中 图分 类 号 :T 6 M3 1
文 献标 识码 :A
文 章 编 号 :10 -8 8 20 ) 10 2 —4 0 1 4 (0 8 0 .0 70 6
磁 悬 浮 反作 用 飞 轮 用无 刷 直 流 电动机 伺 服 系统 设 计 与 实 验研 究
0 引 言
反作用 飞轮是航天 器姿 态控 制 系统 的关键 执行
卫星姿态控制反作用轮的最佳安装结构
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卫星姿态控制反作用轮的最佳安装结构的报告,800字
卫星姿态控制反作用轮是一种以小功率调整宇宙飞行器和立体仪器在太空中的姿态,在此反应轮的最佳安装结构也被认为是一个关键因素。
目前,根据各种安装情况的不同,可以将反作用轮的安装结构分为套筒安装,胡椒安装,匹配安装等几种。
对于安装结构的选择,主要考虑反应轮的安装灵活性,可靠性和安装成本等因素。
在选择安装结构时,必须考虑反作用轮的尺寸,重量,操作工况等参数,并结合反作用轮的实际使用情况,确定反作用轮安装方式。
首先,胡椒安装是当前反作用轮安装最常用的方法。
它以轮子与导承架之间的紧密联接为特征,在安装过程中,可以通过紧固件的力矩来调整反作用轮的位置,从而达到良好的控制效果。
其次,在安装反作用轮时,套筒安装是一种常用的选择。
它采用套筒式安装结构,能够增加反作用轮的强度,并可以较好地调整反作用轮的位置角度,从而最大限度地提高效率。
最后,对反作用轮的安装还可以采用匹配安装方法。
此法能够将反应轮和其他结构物,如舱壁、管道等,连接在一起,从而减少安装面积,提高部件的成本效益。
总之,在选择反作用轮安装结构时,应根据实际使用条件和部件性能等因素,从多个安装方法中选择最佳的安装方式,以达到最优的反应轮控制效果。
基于MicroBlaze软核的反作用飞轮控制器设计
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基于MicroBlaze软核的反作用飞轮控制器设计赵万良;赵俊;刘胜忠;戎蒙恬【摘要】为提高卫星用反作用飞轮控制器的可靠性及实现其小型化,对基于MicroBlaze软核为控制核心的反作用飞轮控制器设计进行了研究.根据MicroBlaze软核开发环境,给出了反作用飞轮控制器结构和包括软硬件的现场可编程逻辑阵列(FPGA)内核配置与设计,介绍了片内电流环实现、直流无刷电极控制模块和模/数(A/D)转换等关键技术.试验结果表明:该反作用飞轮控制器体积明显减小,可靠性高,实用价值较大.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2010(027)003【总页数】5页(P60-64)【关键词】反作用飞轮控制器;MicroBlaze软核;现场可编程逻辑阵列;可靠性;小型化【作者】赵万良;赵俊;刘胜忠;戎蒙恬【作者单位】上海交通大学,电子信息与电气工程学院,上海,200030;上海航天控制工程研究所,上海,200233;上海航天控制工程研究所,上海,200233;上海交通大学,电子信息与电气工程学院,上海,200030【正文语种】中文【中图分类】TP3110 引言反作用飞轮是卫星的关键执行机构之一,它接收计算机的控制指令,通过对轮体的加减速产生反作用力矩,与卫星本体进行动量交换,从而精确控制卫星姿态。
反作用飞轮控制系统是一个直流无刷电机控制系统,常用的反作用飞轮控制器电路普遍采用单片机或数字信号处理器(DSP)作为中央控制器。
如国内某15 N◦m◦s反作用飞轮,以单片机为中央控制器,能较好地满足零动量控制卫星精确控制姿态要求,已在多颗卫星中使用。
但该类控制器除中央控制器外还需要传感器信号处理电路、电机控制电路等模拟或数字电路的支持,电路复杂,不易采用小型化设计。
近年来,随着卫星技术特别是小卫星技术的发展,要求反作用飞轮尽可能小而轻。
对一体化反作用飞轮(控制器线路与转动部件合为一个单机)来说,小型化的主要难点是控制器线路的小型化。
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WANG Hui 1,2,WU Jun-feng1,LI Yin1,WU Yi-hui 1*
(1.State Key Laboratory of Applied Optics,Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics,Chinese Academy of Sciences,Changchun130033,China;
tion strategy;Finite Element Analysis (FEA)
1 引 言
反作用飞轮利用自身角动量大小的变化对飞 行 器 载 体 的 姿 态 加 以 控 制 ,具 有 可 靠 性 好 、控 制 精 度高和功耗低等 优 点,已 被 广 泛 应 用 于 卫 星 姿 态 控制之中 。 [1-3] 永 磁 无 刷 直 流 电 机 作 为 反 作 用 飞 轮的驱动装置,其 电 枢 尺 寸 直 接 影 响 反 作 用 飞 轮 的机械尺寸和结构方式。基于传统经验公式的电 枢尺寸确定方法,在 工 程 实 际 应 用 中 往 往 受 到 经 验参数多、计算繁琐等的束缚 。 [4-6] 为了提 高 设 计 方 法 的 实 用 性 ,文 献 [5]提 出 了 满 足 电 机 机 械 特 性 的 目 标 设 计 法 ,从 满 足 电 机 性 能 要 求 出 发 ,简 化 了 设 计 过 程 ,文 献 [6]应 用 该 设 计 思 想 推 导 了 飞 轮 驱 动电机径长比极 值 的 确 定 方 法,对 于 研 究 大 径 长 比飞轮电机具有一定的指导意义。小卫星用反作 用飞轮在 满 足 姿 控 要 求 的 前 提 下 需 要 更 小 的 体 积,按文献[6]中 的 方 法 来 选 取 径 长 比,则 参 数 选 取任意性较大,所 以 有 必 要 继 续 深 入 研 究 满 足 飞 轮系统小型化特殊要求的驱动电机结构方案和电 枢尺寸的计算方法。
光学 精密工程
第 22卷
flywheel prototype was designed based on the optimal results.The results indicate that the total mass of the flywheel rotor has been decreased from 0.73kg to 0.67kg (reduced by 8.22%)and the flux density has been increased from 0.376Tto 0.401T (increased by 6.65%).The optimal design meth- od can improve the rationality of flywheel design,and will promote the progress of the miniaturization investigation of flywheel systems. Key words:small satellite;reaction flywheel;motor;multidisciplinary design;combinatorial optimiza-
2 驱动电机及飞轮系统设计
2.1 基 于 最 小 体 积 的 驱 动 电 机 电 枢 尺 寸 确 定 由电机理论可 知,电 机 的 机 械 特 性 曲 线 可 由
额定转矩 TN 和计算堵转转矩 TD′两 点 决 定,忽 略
控制电路压降,则 TD′可表示为:
TD′ =UK T/R,
(1)
式中:TD′为计算 堵 转 转 矩,U 为 电 机 的 电 枢 端 电
本文首先从满足小卫星用反作用飞轮小型化 的 要 求 出 发 ,在 保 证 额 定 机 械 效 率 最 大 的 前 提 下 , 推导了基于最小体积的飞轮电机电枢尺寸的确定 方法,并在此基础 上 设 计 了 一 种 定 子 无 铁 芯 式 反 作 用 飞 轮 系 统 ,为 避 免 电 机 磁 路 饱 和 ,将 多 学 科 优 化设计方法应用于飞轮转子结构和电机磁场联合 设计中,利用多 学 科 优 化 设 计 软 件iSIGHT 集 成 有限元分析软件 ANSYS,采用外罚函数法(Exte- rior Penalty)及 序 列 二 次 规 划 算 法 (Sequential Quadratic Programming,SQP)优 化 组 合 策 略,以 飞轮转子质量最小和电机气隙磁通密度最大为优 化 目 标 ,在 满 足 强 度 、刚 度 、极 转 动 惯 量 、磁 饱 和 等 多学科约束条件 下 对 飞 轮 系 统 进 行 了 优 化,最 后 依据优化结果制造出用于实验研究的飞轮样机, 证明了优化方法的实用性。
收 稿 日 期 :2013-07-21;修 订 日 期 :2013-09-30. 基 金 项 目 :国 家 总 装 备 部 十 二 五 预 研 资 金 资 助 项 目 (No.61501020302);国 家 自 然 科 学 基 金 资 助 项 目 (No.51205381)
332
了传统的轮毂驱 动 形 式,飞 轮 转 子 作 为 电 机 磁 路 的 一 部 分 ,改 变 其 机 械 尺 寸 容 易 引 起 磁 路 饱 和 ,限 制了气隙磁通密 度 的 增 加,造 成 永 磁 材 料 的 利 用 率偏低,驱动电流偏 大 等 弊 端 。 [5,13] 因 此,为 提 高 飞 轮 系 统 设 计 的 合 理 性 ,对 飞 轮 系 统 进 行 静 力 学 、 动力学和电磁学的协同优化设计具有重要的研究 意义。
反作用飞轮作为卫星姿控单元的直接执行部 件,其质量和力学 特 性 直 接 影 响 系 统 的 整 体 性 能 (如 系 统 的 功 耗 、振 动 情 况 及 可 靠 性 等 )。 此 外 ,基 于飞轮系统轻量 化 的 需 要,也 必 须 对 反 作 用 飞 轮 系统结构进行优化。主要途径是应用有限元法, 从静力学和动力学的角度对飞轮组件和转子进行 研究 。 [7-12] 文献 [7]基 于 有 限 元 分 析 对 飞 轮 锁 紧 装置进行 了 优 化,文 献 [8-10]以iSIGHT 软 件 为 优化平台对磁悬浮飞轮转子机械结构进行了优化 设计,文 献 [11-12]则 对 飞 轮 的 形 状 作 了 优 化 研 究。以上研究成果对于大角动量飞轮系统设计具 有重要指导意义,但 却 忽 略 了 机 械 结 构 的 改 变 对 驱动电机磁路特性的影响。特别是小卫星用反作 用飞轮需提供的 角 动 量 小,轮 缘 直 接 驱 动 已 代 替
2.University of Chinese Academy of Sciences,Beijing100049,China) *Corresponding author,E-mail:yihuiwu@ciomp.ac.cn
Abstract:According to the requirement of reaction flywheels in small satellites for small sizes,the de- sign method for an armature size was proposed when the electrical motor was at a minimal volume , and a stator coreless reaction flywheel system was designed based on the method.To avoid the mag- netic saturation,the multidisciplinary design optimization method was applied to the design of fly- wheel rotor and magnetic field of the motor.A optimization strategy combined with Exterior Penalty (EP)function and Sequential Quadratic Programming(SQP)was proposed to optimize the system as well.With optimization,the minimum mass and maximum air-gap magnetic flux density of the rotor were chosen as the objects,respectively,and the maximum equivalent stress,resonance frequency, the polar moment of inertia and the magnetic saturation were taken as constrains.Then,the software iSIGHT with finite element analysis(ANSYS)were integrated to achieve the optimization.Finally,a
压,KT 为力矩系数,R 为绕组电阻。
电机的电磁效率和机械效率可分别表示为:
ηem=UE =U-UIR=1-TKL+TUTfR, (2)
第2期
王 辉 ,等 :小 卫 星 用 反 作 用 飞 轮 系 统 设 计
333ηmຫໍສະໝຸດ =E(IU-II0)=UE
(1-
王 辉1,2,武 俊 峰1,李 胤1,吴 一 辉1*
(1.中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所 应用光学国家重点实验室,吉林 长春 130033; 2.中国科学院大学,北京 100049)
摘要:考虑小卫星用反作用飞轮系统小型化的要求,提出了飞 轮 电 机 体 积 最 小 时 的 电 枢 尺 寸 确 定 方 法 ,并 设 计 了 一 种 定 子无铁芯式反作用飞轮系统。为防止磁路饱和,将多学科优化设计方法应用于飞轮转子结构和电机磁场 联 合 设 计 中 ,并 采用外罚函数法及序列二次规划算法(SQP)组合优化策略对飞轮系统进行多目标优化设计。 选 取 飞 轮 转 子 质 量 最 小 和 电机气隙磁通密度最大为优化目标,以 最 大 等 效 应 力、一 阶 共 振 频 率、极 转 动 惯 量、磁 饱 和 等 作 为 约 束 条 件,将iSIGHT 软件作为优化平台,集成有限元软件 ANSYS实现了优 化 过 程,最 后 依 据 优 化 结 果 制 造 出 飞 轮 样 机 。 优 化 结 果 表 明,优 化后飞轮转子质 量 由 0.73kg 减 小 到 0.67kg,减 小 了 8.22%,气 隙 磁 通 密 度 由 0.376 T 增 大 到 0.401 T,增 大 了 6.65% 。 设 计 的 优 化 方 法 提 高 了 飞 轮 设 计 的 合 理 性 ,推 动 了 飞 轮 系 统 的 小 型 化 研 究 。 关 键 词 :小 卫 星 ;反 作 用 飞 轮 ;电 机 ;多 学 科 优 化 设 计 ;组 合 优 化 策 略 ;有 限 元 分 析 中 图 分 类 号 :V448.222 文 献 标 识 码 :A doi:10.3788/OPE.20142202.0331