一类控制力矩陀螺框架系统的控制方法及实验研究.pdf
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1、A b s t r a c t 硕士论文 i th a sg o o ds t a b i l i t ya n dd y n a m i ct r a c k i n gp e r f o r m a n c e ,w h i c hv e r i f i e st h ee f f e c t i v e n e s so ft h e t r a c k i n gc o n t r o l l e r K e y w o r d s :C o n t r o lM o m e n tG y r o s c o p e ,n o n l i n e a r , r o b u s tH
2、。,M I M OL Q R ,昀P I D , f r i c t i o nc o m p e n s a t i o n ,b a c k s t e p p i n g V 硕士论文一类控制力矩陀螺框架系统的控制方法及实验研究 目录 摘墨要。I A b s t r a c t I I I 1绪论1 1 1 课题研究背景及意义l 1 2 控制力矩陀螺系统概述l 1 2 1 控制力矩陀螺的结构、分类及工作原理1 1 2 2 控制力矩陀螺的工作和控制特性2 1 2 3 控制力矩陀螺系统的构型2 1 2 4 控制力矩陀螺的应用与研究一2 1 3 控制力矩陀螺的控制方法3 1 4 本文的主要内容
3、及安排5 2E C PM o d e l7 5 0 控制力矩陀螺实验系统概述及建模。7 2 1E C PM o d e l7 5 0 控制力矩陀螺实验系统概述7 2 1 1 机电主设备8 2 1 2 实时控制单元8 2 1 3 系统控制软件一8 2 2E C PM o d e l7 5 0 控制力矩陀螺实验系统建模1 0 2 2 1 系统的坐标系1 0 2 2 2 系统的运动学和动力学方程1 l 2 2 3系统的全阶非线性模型1 2 2 2 4 近似线性化模型1 2 2 2 5 本文被控对象的模型1 3 2 3E C PM o d e l7 5 0 实验系统参数测量和控制特性分析l6 2 3
4、1 电机增益参数的测量1 6 2 3 2 章动特性分析1 7 2 3 3 进动与陀螺力矩特性分析1 8 2 4 本章小结1 8 3 基于线性模型的控制力矩陀螺框架系统的控制方法研究1 9 3 1 反作用力矩控制方式1 9 3 1 1 开环系统分析1 9 3 1 2 控制器设计1 9 V 目录 硕士论文 3 2 陀螺力矩控制方式2 3 3 2 1 开环系统分析2 3 3 2 2 极点配置控制方法2 3 3 2 3 含区域极点约束的鲁棒H 。状态反馈控制一2 6 3 3 反作用力矩和陀螺力矩共同作用下的双框架轴控制3 1 3 3 1 两个单变量系统控制器共同作用3 l 3 3 2 基于M I M
5、O 降耦合的L Q R 最优控制3 3 3 4 本章小结3 7 4 基于输入输出解耦线性化和摩擦模型补偿的模糊自适应P I D 控制3 9 4 1基于非线性输入输出解耦线性化3 9 4 1 1 输入输出解耦线性化处理3 9 4 1 2 输入输出解耦线性化的应用。4 0 4 1 3 P D 闭环系统控制一4 l 4 2 模糊自整定P 1 D 控制方法4 3 4 2 1模糊自整定P I D 控制器设计4 3 4 2 2 实验验证4 6 4 3 基于摩擦模型补偿的模糊自整定P I D 控制4 8 4 3 1 摩擦模型S t r i b e c k 曲线数据的获取4 9 4 3 2 基于遗传算法的摩擦
6、模型参数的辨识5 0 4 3 1 基于摩擦模型补偿的解耦模糊自整定P I D 控制4 9 4 3 2 实验验证5 1 4 4 本章小结5 2 5 基于B a c k s t e p p i n g 的非完整系统的多轴跟踪控制研究5 3 5 1 控制对象分析5 3 5 1 1 被控对象的非完整性系统分析5 3 5 1 2 被控对象运动学模型的建立5 3 5 2 基于B a c k s t e p p i n g 多轴跟踪控制器的设计5 4 5 2 1 运动学虚拟控制律的设计5 5 5 2 2 动力学控制律的递推5 6 5 3 跟踪轨迹的设计5 7 5 4 数值仿真5 8 5 5 本章小结5 9
7、6 总结与展望6 1 6 1 本文主要工作一6 1 硕士论文 一类控制力矩陀螺框架系统的控制方法及实验研究 6 2 研究展望6 2 致谢6 3 参考文献。6 5 V I I 硕士论文 一类控制力矩陀螺框架系统的控制方法及实验研究 1 绪论 1 1 课题研究背景及意义 随着我国航天事业的蓬勃发展,航天器技术最近十几年来迅速发展,航天器的种类 越来越多,规模越来越大,从不同种类高性能卫星【l 3 】、载人航天器到“天宫一号”等 空间飞行器【4 J ,对高精度和高性能大型航天器的研制是航天技术发展的重要方向。 姿态控制系统是各类航天器中的一个关键子系统,直接决定了航天器性能和快速机 动任务完成的质量
8、,一般由姿态传感单元、控制机构和执行机构组成,其中执行机构有 飞轮、磁力矩器、推力器、控制力矩陀螺等。对于大型航天器而言,飞轮和磁力矩器因 其控制力矩有限,满足不了在快速机动过程中连续地提供较大控制力矩的要求;另外推 力器通过喷气产生控制力矩,虽然应用广泛,但将其作为唯一的执行机构难以满足高性 能姿态控制系统要求,因为航天器能够携带的燃料有限,而且在喷气执行过程中稳定度 和指向精度相对较低;相对而言,惯性执行机构如控制力矩陀螺( C o n t r o lM o m e n t G y r o s c o p e ,简称C M G ) 则可避免以上的诸多问题,具有控制力矩大、响应迅速、稳定 性
9、较高和功耗较低等特点,能够满足大型航天器快速机动的控制要求1 5 剖。随着航天器 的性能要求越来越高,对于具有特殊需求( 如高精度的地球观测、空间观测,快速机动) 的航天器,控制力矩陀螺适于作为其正常运行过程中的姿态稳定机构,应用将会更加广 泛,同时它也将是保证我国载人航天工程未来空间实验室和空间站等顺利实施的核 心关键技术。 综上所述,通过研究以控制力矩陀螺为代表的航天器执行机构的特性及控制方法, 以提高航天器姿态控制性能具有理论意义和实用价值。本文的控制对象为美国E C P 公司 研发的控制力矩陀螺实验系统,它是一个双框架控制陀螺系统,作为一个多功能的实验 平台,不但可以作为控制系统的教学
10、实验设备,还可以用于多变量、非线性、强耦合的 复杂多自由度系统的科学研究。 1 2 控制力矩陀螺系统概述 1 2 1 控制力矩陀螺的结构、分类及工作原理 控制力矩陀螺结构示意图如图1 1 所示,一般由转子、转轴、支撑转子的框架以及 框架转动伺服系统组成。根据高速转子支承方式的不同,C M G 可分为机械式控制力矩 陀螺和磁悬浮式控制力矩陀螺;按照框架的个数,又可分为单框架控制力矩陀螺【7 】 ( S i n g l eG i m b a lC o n t r o lM o m e n tG y r o s c o p e ,简称S G C M G ) 、双框架控制力矩陀螺 ( D o u b
11、l eG i m b a lC o n t r o lM o m e n tG y r o s c o p e ,简称D G C M G ) ;此外还有转子变速的变速 1 绪论 硕士论文 控制力矩陀螺2 1 ( V a r i a b l eS p e e dC M G ) 。 图1 1 控制力矩陀螺结构示意图图1 2S G C M G 工作原理示意图 一种单框架的控制力矩陀螺工作原理图如图1 2 所示,其工作过程主要是通过框架 转动改变动量飞轮的角动量方向,角动量进动将产生大小等于单位时间角动量的变化 率,方向沿角动量变化的负方向的陀螺力矩,经由框架轴传递最终作用在陀螺基座上, 获得较大控制
12、力矩的输出u ,6 J 。本文的研究对象是一个机械式的双框架控制力矩陀螺,但 只有转子和内框架两个电机伺服驱动,因此既可视为一类欠驱动的双框架控制力矩陀 螺,也可看作一类反作用飞轮和单框架控制力矩陀螺联合工作模式下的陀螺系统【1 3 - 1 4 】。 1 2 2 控制力矩陀螺的工作和控制特性 与其它执行机构相比,控制力矩陀螺的优点主要体现在:输出控制力矩大且连续稳 定;动态响应迅速,控制精度较高;使用电能,能耗较低,寿命较长等。但C M G 也存在 着如陀螺群的奇异问题,操纵律设计困难,机械结构相对复杂、易出故障等缺点。 在控制特性方面,C M G 具有如下的特性【1 5 - 1 6 1 :
13、1 ) 定轴性:陀螺在其旋转过程中满足角动量守恒定理,其角动量方向保持恒定, 转子白转轴指向相对惯性空间恒定不变,即为定轴性,此种特性在我国女宇航员王亚平 于天宫一号进行的公开演示实验中可看出。 2 ) 章动特性:陀螺在受到冲击后,外框架轴在平衡位置附近做振幅微小的高频角 振动,这种借助惯性维持的运动即为陀螺的章动特性。章动时陀螺力矩与支架惯性力矩 保持总动量矩守恒,且陀螺白转的速度越高,章动频率越高,振幅愈小。 3 ) 进动与陀螺力矩效应:在陀螺高速自转过程中,转子轴在空间沿一条垂直的直 线旋转称为进动,进动中由于外部力矩作用在转子上,转子会对外作用产生一个反作用 力矩,所以陀螺力矩由转子作
14、用在其框架上,此种陀螺效应即为陀螺力矩效应。 1 2 3 控制力矩陀螺系统的构型 分析评价控制力矩陀螺系统的构型常见指标包括了构型、可控、失效、奇异点损失 率等效益指标1 1 “ 】。构型主要包括安装形式和数量的问题,安装形式有成对与非成对安 装形式,且后者相对效益略高,但其奇异面复杂度较大,设计操纵率困难;上世纪6 0 硕士论文 一类控制力矩陀螺框架系统的控制方法及实验研究 年代由美国最先提出的4 - S G C M G 金字塔构型是一种具有代表性的构型,可以为多数系 统构型分析和操纵提供指导;对于大型低轨道长寿命卫星,6 - S G C M G 五棱锥考虑综合 因素是最佳构型;1 2 S
15、G C M G 正十二面体构型在构型效益和奇异面复杂度方面是系统运 行中的一种较理想的状态【1 8 。2 3 】。 1 2 4 控制力矩陀螺的应用与研究 随着航天事业的发展,需要完成日益复杂任务的航天器对姿态系统的快速机动和控 制精度等方面的要求越来越高,控制力矩陀螺的使用成为诸多国家及研究机构研究的热 点。目前已发射使用控制力矩陀螺作为执行机构的航天器有:己完成使命的前苏联“和 平号”空间站1 2 4 1 、美国天空实验室、国际空间站、“天宫一号“ 实验站等,此外还有像 K H 系列、B 1 1 S A T - 1 侦查、W o r l d V i e w 地球成像、P l e i a d
16、e s 光学遥感、欧空局的S P O T 、 P L E I A D E S 对地观测等众多系列卫星。从大型的国际空间站到微型敏捷卫星,控制力矩 陀螺已成为当今航天器上应用范围较广和应用效果最好的执行机构,大多数航天器都采 用控制力矩陀螺作为其姿态控制系统的主要执行机构【6 , 2 5 - 2 9 】。 国内关于控制力矩陀螺的研究起步虽然较晚,但相关技术发展较快,并且随着我国 航天技术发展的需求不断增加,也有像中国空间研究院、北京航空航天大学和上海航天 八院等单位开始研究和开发控制力矩陀螺。北京航空航天大学还对我国空间站用高速、 长寿命控制力矩陀螺进行了研究,并先后研制成功多台小角动量样机。此
17、外,完成我国 首次载人交会对接任务的“天宫一号”目标飞行器即选择了单框架控制力矩陀螺作为姿 态控制执行机构,这也是控制力矩陀螺首次在国内航天器上应用【4 l 。 1 3 控制力矩陀螺的控制方法 研究和应用先进的控制理论和方法,主要包括经典控制方法如P I D 控制、智能控制、 最优控制、鲁棒控制、应用非线性控制以及其他先进控制方法。 ( 1 ) P I D 控制 P I D 控制器结构简单、调节方便、易实现,在实际控制系统中应用广泛。文献 3 0 】 针对陀螺力矩工作模式下的控制,设计了P D 控制器应用于E C PM o d e l7 5 0 系统,仿真 和实验均取得较好的控制效果;在对控制
18、力矩陀螺的高精度控制过程中,为了提高传统 P I D 控制器的控制性能,P I D 可与其他控制方法进行结合。吴忠等人1 3 1 1 针对S G C M G 系 统框架角空间轨迹跟踪控制,采用了P D 结合自适应补偿的控制器拮构,提高了轨迹跟 踪控制性能,并具有良好的动态性能。徐向波等人1 3 2 1 针对控制力矩陀螺框架系统的高精 度周期随动控制要求,采用P I D 控制器结合重复控制器的控制方式,分别实现框架伺服 系统静态和匀速运动的控制,以及对周期性输入信号的精确跟踪,具有一定的扰动抑制 能力和较好的稳态跟踪性能。马国梁【3 3 l 采用了智能P l D 控制方法,在常规P I D 控制
19、方 1 绪论硕士论文 法基础上,通过分阶段适时地改变P I D 参数来处理系统的动态过程,不断地调整控制决 策,成功实现对E C PM o d e l7 5 0 系统的有效控制。 ( 2 ) 智能控制方法 智能控制是人工智能和自动控制的结合,是一类无需人干预能够针对当前环境独立 自主地做出明智决策,实现其目标的自动控制。典型的智能控制方法包括模糊控制、自 适应控制、神经网络控制等。此类方法虽相对复杂,但能够通过实时学习系统特性并对 控制参数进行在线调节,从而克服非线性、不确定性等因素对控制系统造成的影响。下 面简要介绍智能控制在控制力矩陀螺控制系统中的应用。 模糊控制方面,文献 3 4 针对控
20、制力矩陀螺框架系统控制中传统P I 控制对干扰、负 载变化等不确定因素的控制能力不足,采用模糊P I 控制方法,实现了对框架伺服系统更 有效的控制,具有更好的动态和静态性能。文献 3 5 】针对C M G 框架伺服系统相位滞后以 及P I D 调节参数对框架转速敏感性问题,提出了前馈补偿模糊控制方法,解决了带宽受 限问题并在稳态误差和动态纹波两方面均将系统调节到最佳状态。 自适应控制方面,吴忠【3 6 】等人为消除框架伺服系统物理参数的不确定性和各种干扰 的影响,设计了一种自适应控制器,通过在线估计系统参数和干扰力矩,计算出可使得 框架角和角速度误差收敛至零的所需控制力矩,且形式简单,易于实现
21、。陈茂胜【3 7 】针对 单框架控制力矩陀螺中的角动量飞轮分系统,设计了自适应P I 控制律以跟踪期望角速 度,并验证了其能够减小角速度波动对输出力矩的影响,以提高姿态控制精度。马擘戬 B 8 】针对控制力矩陀螺伺服系统,提出了一种自适应滑模控制方法,采用模糊逻辑方法来 解决滑模控制中所固有的抖振问题,给出了相应的自适应滑模控制律并验证了其有效性 和稳定性。 神经网络控制方面,李海涛等人【3 9 】为消除磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服系统摩擦的 影响,建立了框架系统非线性摩擦力矩模型,设计了基于C M A C 神经网络的摩擦补偿方 法,仿真结果验证了该方法对摩擦补偿的有效性。 ( 3 ) 最优控制
22、方法 最优控制对由动态方程描述的系统,采用被控系统的输入和输出的加权二次型作为 性能指标,从系统允许的控制系统集合中寻找一个控制,使得系统的性能目标函数最优。 在已知系统的精确数学模型时,最优控制设计方法可以获得很好的控制性能。 文献【4 0 】针对采用反作用飞轮进行姿态大角度机动的最优控制问题,设计了一种快 速机动的最小时间控制方法;文献 4 1 针对航天器反作用飞轮故障情况下的辅助姿态控 制方案,设计了使得功耗和控制精度等目标最优的姿态控制算法。 ( 4 ) 鲁棒控制方法 在建立数学模型和设计控制器的过程中,考虑实际系统中存在参数摄动和外界扰动 等因素,希望所设计的控制器能在这些不确定性因
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