。l34收稿日期:广州人,硕士生,@163。com。磁扭力器的挠度控制技术及应用广州民航航天学院宇航大学,广州)使用磁扭力器控制俯仰轴带有偏置动量的卫星的姿态时,沿地磁场方向的控制转矩难以保证。挠度控制策略借助磁扭力器形成控制转矩,加速动量矩矢量绕轨道法线方向的旋转速率,使进动控制方向更快的与地磁场方向分离,步入进动控制的有利位置。针对运行在太阳同步轨道的偏置动量卫星,推论了加入挠度控制项后,其俯仰轴磁矩的表达式。借助蚁群算法ACA()对磁扭力器控制策略中进动反馈系数,章动反馈系数,度反馈系数3个反馈系数及相关的3个系数进行了寻优,借助优化的结果进行仿真实验。通过比较挠度控制策略和精典控制策略的仿真试验结果,证明在常年外部干扰转矩下,采用挠度控制可以改善进动控制效率,提升姿态控制精度。磁矩;磁扭力器;反馈控制;航天器;飞行动力学中图分类号:448。(2008),,,China):。
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:;;;;对地定向的近地轨道卫星常常采用偏置动量轮加磁扭力器进行姿态控制。常见的布置方案之置动量矩的方向指向俯仰轴的负方向,同时将磁扭力器装在卫星的俯仰轴上。此种方案通过调整动量轮怠速来控制俯仰轴姿态,同时借助磁扭力器能在滚转偏航平面内输出控制转矩,可以控制滚转轴和偏航轴姿态。我国风云一号精典控制策略精典控制策略中对卫星姿态的控制包括进动控制和章动控制2个部份。进动控制使卫星动量矩和轨道法线负方向重合,去除姿态误差,章动控制清除姿态角速率。进动控制。假定在外扰动扭矩下,卫星的动量矩矢量方向以小姿态角偏离了轨道法线的负方向。由俯仰轴负方向看去磁力矩器,动量矩矢量在座标系中的位置如图1所示。进动控制方式就是使用控制转矩mp,沿动量矩矢量偏离的反方向,将其控制回原点。进动控制示意图进动控制采用比列控制,反馈扭矩大小和姿态误差大小成反比。在小姿态角误差的情况下,取代。进动控制的转矩为mp表达式右端3项分别代表施加在卫星滚转、俯仰和偏航轴上的控制转矩;kpx和kpz分别是控制转矩的比列系数。
据悉因为俯仰通道和其他通道是前馈的,本文不讨论俯仰通道的控制,将其控制转矩假定为章动控制。假定在外扰动转矩下,卫星偏航轴和滚转轴有了小的姿态角速率误差由俯仰轴负方向看去,角速率矢量端点在座标系中的投影位置如图2所示。章动控制方式就是使用控制转矩mn,沿角速率矢量偏离方向的辩题章动控制示意图在小姿态角误差的情况下,取代。章动控制的转矩为mnknx和knz的定义与式(kpz定义类精典控制策略缺点使用磁扭力控制卫星姿态的基本原理是:卫星上安装的磁扭力器形成磁矩,将其与卫星所在位置的月球磁场硬度叉乘,即得到磁扭矩。可以看出,控制转矩的方向是由磁矩方向和其所处空间的磁场硬度的方向和确定星上磁扭力器是固定安装的,形成的控制转矩的方向也是确定的,所以控制转矩的方向取决于磁场硬度的方向。这造成有些时侯磁扭力器所能提供的控制转矩的方向与希望的控制转矩的方向不一致,必须等到卫星运动到合适的轨道位置,球磁场方向合适时才会进行控制。所以,使用精典控制策略进行控制时,因为地磁场未能提供及时的控制转矩,控制过程中存在滞后,造成偏差的积累,因而影响控制精度。挠度控制策略假定在外扰动转矩下,卫星偏航轴和滚转轴各有小姿态角误差。
由俯仰轴负方向看去,动量矩矢量在座标系中的位置见图挠度控制就是使用控制转矩ms,沿垂直于动量矩矢量的偏离方推进动量矩矢量进动速率,使动量矩矢量进动到地磁场可以提供控制转矩的方向上。这样月球磁场可以在一个轨道周期内尽可能多地提供进动控制和章动控制转矩。挠度控制示意图挠度控制的扭矩为msksz的定义与式kpz定义类挠度控制设计方式控制转矩m表达式为(mx,my,mz磁矩M按下式确定6)展开得而且对于像太阳同步轨道这样接近磁子午面的轨道,在小姿态角误差时By相对Bx和Bz是小量,在对卫星进行初步设计时,可以不考虑M的影响。本文将重点置于对((Bxkn(Bzks(Bzkp是进动反馈系数;kn是章动反馈系数;ks是挠度反馈系数。12)右端3项分别与进动控制,章动控制和挠度控制有关,是滚转角,是偏航角,个比列系数。按照情况选择不同的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轴磁矩的表达式:MykpH(Bxkn(Bz11)可见挠度控制策略是精典控制策略的扩充。
反馈系数选定挠度控制策略的动力学多项式中包括kp,kn,ks,6个未知参数,还富含Bx和Bz两个时变参数,通过其稳定性条件来求解稳定区域比较困难。在工程上个别解决方案是将各未知参数中的一些固化,比如王常虹人将个别参数固化或将各未知参数给于某种函数关系磁力矩器,以降低未知变量的个数。本文使用蚁群算法对实验所需的6个参数进行寻优,估算过程中选定为卫星滚转角,偏航角以及它们的角速率的加权统计值为目标函数。58次迭代估算,在统计结果中选定最优值。仿真实验仿真实验分为2组则使用挠度控制策略。实验模拟一颗绕太阳同步轨道飞行的对地定向卫星,使用偏置动量轮和磁扭力器进行姿态控制。卫星的各类初始条件均相同。轨道参数为: