。l34收稿日期:廣州人,碩士生,@163。com。磁扭力器的撓度控制技術及應用廣州民航航天學院宇航大學,廣州)使用磁扭力器控制俯仰軸帶有偏置動量的衛星的姿態時,沿地磁場方向的控制轉矩難以保證。撓度控制策略借助磁扭力器形成控制轉矩,加速動量矩矢量繞軌道法線方向的旋轉速率,使進動控制方向更快的與地磁場方向分離,步入進動控制的有利位置。針對運行在太陽同步軌道的偏置動量衛星,推論了加入撓度控制項后,其俯仰軸磁矩的表達式。借助蟻群算法ACA()對磁扭力器控制策略中進動反饋系數,章動反饋系數,度反饋系數3個反饋系數及相關的3個系數進行了尋優,借助優化的結果進行仿真實驗。通過比較撓度控制策略和精典控制策略的仿真試驗結果,證明在常年外部干擾轉矩下,采用撓度控制可以改善進動控制效率,提升姿態控制精度。磁矩;磁扭力器;反饋控制;航天器;飛行動力學中圖分類號:448。(2008),,,China):。
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:;;;;對地定向的近地軌道衛星常常采用偏置動量輪加磁扭力器進行姿態控制。常見的布置方案之置動量矩的方向指向俯仰軸的負方向,同時將磁扭力器裝在衛星的俯仰軸上。此種方案通過調整動量輪怠速來控制俯仰軸姿態,同時借助磁扭力器能在滾轉偏航平面內輸出控制轉矩,可以控制滾轉軸和偏航軸姿態。我國風云一號精典控制策略精典控制策略中對衛星姿態的控制包括進動控制和章動控制2個部份。進動控制使衛星動量矩和軌道法線負方向重合,去除姿態誤差,章動控制清除姿態角速率。進動控制。假定在外擾動扭矩下,衛星的動量矩矢量方向以小姿態角偏離了軌道法線的負方向。由俯仰軸負方向看去磁力矩器,動量矩矢量在座標系中的位置如圖1所示。進動控制方式就是使用控制轉矩mp,沿動量矩矢量偏離的反方向,將其控制回原點。進動控制示意圖進動控制采用比列控制,反饋扭矩大小和姿態誤差大小成反比。在小姿態角誤差的情況下,取代。進動控制的轉矩為mp表達式右端3項分別代表施加在衛星滾轉、俯仰和偏航軸上的控制轉矩;kpx和kpz分別是控制轉矩的比列系數。
據悉因為俯仰通道和其他通道是前饋的,本文不討論俯仰通道的控制,將其控制轉矩假定為章動控制。假定在外擾動轉矩下,衛星偏航軸和滾轉軸有了小的姿態角速率誤差由俯仰軸負方向看去,角速率矢量端點在座標系中的投影位置如圖2所示。章動控制方式就是使用控制轉矩mn,沿角速率矢量偏離方向的辯題章動控制示意圖在小姿態角誤差的情況下,取代。章動控制的轉矩為mnknx和knz的定義與式(kpz定義類精典控制策略缺點使用磁扭力控制衛星姿態的基本原理是:衛星上安裝的磁扭力器形成磁矩,將其與衛星所在位置的月球磁場硬度叉乘,即得到磁扭矩。可以看出,控制轉矩的方向是由磁矩方向和其所處空間的磁場硬度的方向和確定星上磁扭力器是固定安裝的,形成的控制轉矩的方向也是確定的,所以控制轉矩的方向取決于磁場硬度的方向。這造成有些時侯磁扭力器所能提供的控制轉矩的方向與希望的控制轉矩的方向不一致,必須等到衛星運動到合適的軌道位置,球磁場方向合適時才會進行控制。所以,使用精典控制策略進行控制時,因為地磁場未能提供及時的控制轉矩,控制過程中存在滯后,造成偏差的積累,因而影響控制精度。撓度控制策略假定在外擾動轉矩下,衛星偏航軸和滾轉軸各有小姿態角誤差。
由俯仰軸負方向看去,動量矩矢量在座標系中的位置見圖撓度控制就是使用控制轉矩ms,沿垂直于動量矩矢量的偏離方推進動量矩矢量進動速率,使動量矩矢量進動到地磁場可以提供控制轉矩的方向上。這樣月球磁場可以在一個軌道周期內盡可能多地提供進動控制和章動控制轉矩。撓度控制示意圖撓度控制的扭矩為msksz的定義與式kpz定義類撓度控制設計方式控制轉矩m表達式為(mx,my,mz磁矩M按下式確定6)展開得而且對于像太陽同步軌道這樣接近磁子午面的軌道,在小姿態角誤差時By相對Bx和Bz是小量,在對衛星進行初步設計時,可以不考慮M的影響。本文將重點置于對((Bxkn(Bzks(Bzkp是進動反饋系數;kn是章動反饋系數;ks是撓度反饋系數。12)右端3項分別與進動控制,章動控制和撓度控制有關,是滾轉角,是偏航角,個比列系數。按照情況選擇不同的kp,kn,ks和可以得到不同的控制策略。得到精典控制策略中俯仰軸磁矩的表達式:MykpH(Bxkn(Bz11)可見撓度控制策略是精典控制策略的擴充。
反饋系數選定撓度控制策略的動力學多項式中包括kp,kn,ks,6個未知參數,還富含Bx和Bz兩個時變參數,通過其穩定性條件來求解穩定區域比較困難。在工程上個別解決方案是將各未知參數中的一些固化,比如王常虹人將個別參數固化或將各未知參數給于某種函數關系磁力矩器,以降低未知變量的個數。本文使用蟻群算法對實驗所需的6個參數進行尋優,估算過程中選定為衛星滾轉角,偏航角以及它們的角速率的加權統計值為目標函數。58次迭代估算,在統計結果中選定最優值。仿真實驗仿真實驗分為2組則使用撓度控制策略。實驗模擬一顆繞太陽同步軌道飛行的對地定向衛星,使用偏置動量輪和磁扭力器進行姿態控制。衛星的各類初始條件均相同。軌道參數為: