第六章航天器主动姿态稳定系统 6.1喷气推力姿态稳定原理 6.2喷气姿态稳定系统的非线性控制律 6.3航天器的喷气推力器系统 6,4飞轮姿态稳定原理 6.5零动量反作用轮三轴姿态稳定系统 6.6偏置动置轮三轴姿态稳定系统 6。7控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统
第六章 航天器主动姿态稳定系统 6.1 喷气推力姿态稳定原理 6.2 喷气姿态稳定系统的非线性控制律 6.3 航天器的喷气推力器系统 6.4 飞轮姿态稳定原理 6.5 零动量反作用轮三轴姿态稳定系统 6.6 偏置动置轮三轴姿态稳定系统 6.7 控制力矩陀螺三轴姿态稳定系统
第六章航天器主动姿态稳定系统 为了保证航天器在轨道坐标系中相对于平衡点的稳 定性,除了采用上一章叙述的各种被动稳定方案以外 也可以利用控制系统实现对航天器姿态的主动稳定控制 与被动稳定方案比较,主 动姿态稳定的优点是可以 保证更高的精确度和快速 性,缺点是结构复杂化, 降」可非性,增加了 能源消耗,因此适用于高 精度要求和大扰动力矩的 情形。主动姿态稳定系统包括了喷气三轴稳定系统、以 飞轮为主的三轴稳定系统和磁力矩器轴稳定系统
为了保证航天器在轨道坐标系中相对于平衡点的稳 定性，除了采用上一章叙述的各种被动稳定方案以外， 也可以利用控制系统实现对航天器姿态的主动稳定控制。 与被动稳定方案比较，主 动姿态稳定的优点是可以 保证更高的精确度和快速 性，缺点是结构复杂化， 降低了可靠性，且增加了 能源消耗，因此适用于高 精度要求和大扰动力矩的 情形。 主动姿态稳定系统包括了喷气三轴稳定系统、以 飞轮为主的三轴稳定系统和磁力矩器轴稳定系统。 第六章 航天器主动姿态稳定系统
6.1喷气推力姿态稳定原理 喷气姿态稳定系统的运行基本上根据质量排出反作 用喷气产生控制力矩的原理进行。图6.1表示一个典型的 喷气三轴姿态稳定控制系统 干扰力矩 姿态 姿态角和角 正 速度测量信号 地力曷偻态动力“做感 器 匯力男 负矩 开关控制指令控制器 期望姿态角和角速度 图6.1喷气三轴姿态稳定控制系统
喷气姿态稳定系统的运行基本上根据质量排出反作 用喷气产生控制力矩的原理进行。图6.1表示一个典型的 喷气三轴姿态稳定控制系统 6.1 喷气推力姿态稳定原理
由于一个喷嘴只能产生一个方 向的推力,因此系统的每个通道起 码要有两个喷嘴。为了避免反作用 败气推力对无的道动产组女=塑 个喷嘴,如图6,2所示,此时控制 力矩由成对喷嘴产生( 图6.2三轴喷嘴排列 点击观看虚拟现实演示
由于一个喷嘴只能产生一个方 向的推力，因此系统的每个通道起 码要有两个喷嘴。为了避免反作用 喷气推力对航天器的轨道运动产生 影响，一般地在同一方向都装上两 个喷嘴，如图6．2所示，此时控制 力矩由成对喷嘴产生(力偶)。 点击观看虚拟现实演示
分析图6.2得知,对装有三轴喷嘴所产生的控制力矩为 M=+2n vl M. =+2m. v/ (6.1) M=±2m2vl 设由这些喷嘴产生的控制力矩矢量为M,它以本体 幽标系一轴控制力矩分量表示,则有 M=Mi+MJ+Mk (6.2)
分析图6.2得知，对装有三轴喷嘴所产生的控制力矩为 （6.1） 设由这些喷嘴产生的控制力矩矢量为 ，它以本体 坐标系三轴控制力矩分量表示，则有 (6.2) 2 2 2 cx y e cy z e cz x e M m v l M m v l M m v l = = = M M i M j M k c cx cy cz = + + M c
若本体坐标系为主轴坐标系,则航天器在控制力矩 的作用下,它的姿态动力学方程式为 0o=M+M l,,+(l2-1)O2=Ma+Mb (6.3) Ⅰ+ )o,0.=M+M 式中,M=M+Mk为作用于航天器的其 他环境干扰力矩
若本体坐标系为主轴坐标系，则航天器在控制力矩 的作用下，它的姿态动力学方程式为 (6．3) 式中， 为作用于航天器的其 他环境干扰力矩。 ( ) ( ) ( ) x x z y y z cx dx y y x z x z cy dy z z y x y x cz dz I I I M M I I I M M I I I M M + − = + + − = + + − = + M M i M j M k d dx dy dz = + +
喷嘴机构的简单工作原理如图6.3所示。 图6.3喷嘴原理 喷气阀门在正比于姿态角及其的驱动信号u作用下, 若不计衔铁运动的时间,就只有全开或全关的两种状态, 所以喷射推力F不是零值就是某一常值
喷嘴机构的简单工作原理如图6.3所示。 喷气阀门在正比于姿态角及其的驱动信号u作用下， 若不计衔铁运动的时间，就只有全开或全关的两种状态， 所以喷射推力F不是零值就是某一常值
MF 喷嘴原理 图6.4喷嘴控制力与力矩
喷嘴原理
l是释放衔铁的信号,l与l之差称为滞宽。 于是,按照形成推力F的原理,就可以获得由推力 器产生的控制力矩M。的大小,即 uo>u (6.4a) M 0 l0
是释放衔铁的信号， 与 之差称为滞宽。 于是，按照形成推力F的原理，就可以获得由推力 器产生的控制力矩M。的大小，即 (6.4a) (6.4b) c u 0 u c u 0 0 0 c c c M u u M u u u M u u − − = − + ( ) ( ) ( ) sgn sgn 0 0 sgn 0 c M u uu M uu − =
推力器实际上是一种继电系统,推力器的控制力矩 变化分为三档:正开、关闭、负开,具体属于哪一档取 决于航天器的姿态和控制律。这也就决定了推力器控制 系统的非线性输出和断续工作形式。 继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系统 的设计中,重要的是选择自振荡频率和振幅,即极限环 参数,使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。 唢气控最适合手抵消具有常值分量的扰动力矩, 即非周期性扰动力矩,例如气动扰动力矩。这种情况正 是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点
推力器实际上是一种继电系统，推力器的控制力矩 变化分为三档：正开、关闭、负开，具体属于哪一档取 决于航天器的姿态和控制律。这也就决定了推力器控制 系统的非线性输出和断续工作形式。 继电系统的稳定状态是极限环自振荡。在这种系统 的设计中，重要的是选择自振荡频率和振幅，即极限环 参数，使它们最佳地满足精度和能量消耗的要求。 喷气控制最适合于抵消具有常值分量的扰动力矩， 即非周期性扰动力矩，例如气动扰动力矩。这种情况正 是低轨道航天器扰动力矩所具有的特点