徐喆垚, 齊乃明, 孫啟龍, 王田野

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱150001)

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航天器三自由度模擬器自動(dòng)配平

徐喆垚, 齊乃明, 孫啟龍, 王田野

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱150001)

摘要：基于氣浮球軸承的航天器模擬器廣泛用于研究航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與控制,為了在地面模擬太空中的失重環(huán)境,必須將重力力矩的干擾減到最小。因此,模擬器的旋轉(zhuǎn)中心要與氣浮球軸承的中心重合。提出一種自動(dòng)配平系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法,將姿態(tài)穩(wěn)定控制作為系統(tǒng)的內(nèi)回路,自動(dòng)配平作為系統(tǒng)的外回路。通過姿態(tài)穩(wěn)定控制,用反作用飛輪反饋的力矩信息,實(shí)時(shí)計(jì)算出模擬器質(zhì)心位置。通過控制3個(gè)正交的配平系統(tǒng),補(bǔ)償質(zhì)心位置偏差。根據(jù)實(shí)驗(yàn)測(cè)得的回路參數(shù),優(yōu)化設(shè)計(jì)配平系統(tǒng)控制律。將跟蹤微分器應(yīng)用于力矩信息處理,有效減少電機(jī)反復(fù)運(yùn)動(dòng),提高配平效率。提出的配平方法成功用于航天器三自由度模擬器的實(shí)驗(yàn)中。

關(guān)鍵詞：氣浮軸承航天器模擬器; 三自由度; 重心估計(jì); 自動(dòng)配平

0引言

三自由度模擬器通過氣浮球軸承模擬無摩擦和空間微重力環(huán)境。為了實(shí)現(xiàn)摩擦和空間微重力模擬,其關(guān)鍵技術(shù)之一就是保證模擬器平臺(tái)質(zhì)心與氣浮球軸承的中心重合,消除重力力矩干擾。配平過程是一個(gè)反復(fù)調(diào)節(jié)的過程,人工配平[1]很難滿足實(shí)驗(yàn)的精度要求,并且需要大量的時(shí)間。因此考慮采用自動(dòng)配平的方式提高配平精度和效率。

要實(shí)現(xiàn)精確配平,首先需要計(jì)算模擬器的質(zhì)心位置。通過計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)(computer aided design，CAD)建模計(jì)算模擬器質(zhì)心位置的方法,由于各元器件形狀不規(guī)則,密度不均勻,并且系統(tǒng)的電線組件等模型復(fù)雜,CAD建模很難精確計(jì)算質(zhì)心。

文獻(xiàn)[2-7]應(yīng)用最小二乘法對(duì)氣浮球軸承模擬器進(jìn)行參數(shù)辨識(shí);文獻(xiàn)[8]通過最小二乘法計(jì)算質(zhì)心后,進(jìn)行手動(dòng)配平,但是配平過程需要反復(fù)調(diào)節(jié)來滿足精度要求。而采用最小二乘法,多次計(jì)算質(zhì)心,配平效率較低。文獻(xiàn)[9]給出通過2個(gè)傾角傳感器實(shí)現(xiàn)水平方向自動(dòng)配平的方法。文獻(xiàn)[10-11]提出在已知轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的情況下,計(jì)算質(zhì)心的方法。文獻(xiàn)[12-13]等提出了自適應(yīng)的自動(dòng)配平控制算法,只需要在自動(dòng)配平前對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行一次參數(shù)辨識(shí)。文獻(xiàn)[14]等針對(duì)小模擬器又提出了只用配平電機(jī)無需其他執(zhí)行機(jī)構(gòu)的自動(dòng)配平控制方法:水平方向采用自適應(yīng)控制,豎直方向偏差通過參數(shù)估計(jì)補(bǔ)償。

本文基于實(shí)際的工程應(yīng)用提出一種簡單有效的配平方法——內(nèi)外回路控制的配平方法。內(nèi)回路為姿態(tài)穩(wěn)定控制回路,經(jīng)過穩(wěn)定控制,系統(tǒng)的質(zhì)心位置計(jì)算方程可簡化為3×3矩陣;外回路根據(jù)內(nèi)回路的平衡力矩信息采用分步控制方式消除奇異影響,計(jì)算質(zhì)心位置,實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)的自動(dòng)配平控制。整個(gè)配平過程計(jì)算無需辨識(shí)模擬器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量信息。

本文首先建立模擬器的動(dòng)力學(xué)模型,通過對(duì)模型的分析,得出直接用飛輪輸出力矩估計(jì)質(zhì)心的方法,給出根據(jù)質(zhì)心偏差量計(jì)算配平質(zhì)量塊移動(dòng)距離的表達(dá)式。然后根據(jù)內(nèi)外回路的設(shè)計(jì)思想,分別設(shè)計(jì)內(nèi)回路的姿態(tài)控制和外回路的配平控制。引入自抗擾控制技術(shù)中的跟蹤微分器(tracking-differentiator，TD)來減少電機(jī)反復(fù)運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象。最后通過實(shí)驗(yàn)來驗(yàn)證該方法的可行性。

1模擬器動(dòng)力學(xué)模型與質(zhì)心計(jì)算

1.1衛(wèi)星三自由度模擬器

航天器三自由度姿態(tài)模擬器由氣浮球軸承和支撐機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)模擬器的三軸自由轉(zhuǎn)動(dòng),模擬器可實(shí)現(xiàn)繞偏航軸±180°旋轉(zhuǎn),俯仰和滾轉(zhuǎn)±30°轉(zhuǎn)動(dòng)。星載計(jì)算機(jī)采用PC104作為控制中心機(jī),擴(kuò)展串口卡和繼電器控制卡,實(shí)現(xiàn)模擬器的配平控制以及姿態(tài)控制。無線通訊設(shè)備用于實(shí)現(xiàn)星載計(jì)算機(jī)與地面控制系統(tǒng)的無線通信。

模擬器上裝有3個(gè)反作用飛輪,飛輪主軸分別沿著模擬器體軸的3個(gè)方向安裝,采用RS422串口通訊方式,飛輪最高轉(zhuǎn)速6 100 r/min,飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量0.003 21 kg·m2。反作用飛輪可工作在轉(zhuǎn)矩模式或轉(zhuǎn)速模式,實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制主要采用力矩模式。反作用飛輪的輸出力矩可通過串口通訊反饋給控制系統(tǒng)。力矩最大輸出0.1±0.004 Nm。如圖1所示。

模擬器上裝有光學(xué)標(biāo)志器,采用(light emitting diode，LED)光源,發(fā)射光波長是880 nm,散射角可以達(dá)到90°。通過視覺測(cè)量相機(jī)捕捉模擬器姿態(tài)信息,測(cè)量隨機(jī)誤差小于0.01°,頻率可達(dá)20 Hz。

模擬器上的慣性導(dǎo)航設(shè)備,可提供模擬器的角速度信息,采用RS232串口通訊,數(shù)據(jù)更新速率100 Hz,零偏0.03(°)/s。

自動(dòng)配平系統(tǒng)由3個(gè)步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)配平質(zhì)量塊組成,在模擬器的體坐標(biāo)系的3個(gè)方向垂直安裝3個(gè)調(diào)平機(jī)構(gòu),實(shí)現(xiàn)對(duì)模擬器質(zhì)心在空間3個(gè)方向的獨(dú)立調(diào)節(jié),如圖2所示。

圖2　自動(dòng)配平機(jī)構(gòu)

1.2模擬器的動(dòng)力學(xué)方程

自動(dòng)配平系統(tǒng)主要靠移動(dòng)配平質(zhì)量塊實(shí)現(xiàn)對(duì)模擬器質(zhì)心位置的調(diào)整,配平質(zhì)量塊在空間上的分布要求實(shí)現(xiàn)模擬器質(zhì)心可在三維空間任意方向調(diào)節(jié),比較簡單的方式是沿著平行于模擬器體坐標(biāo)系軸向方向分布,如圖2所示。模擬器體坐標(biāo)系的原點(diǎn)在模擬器的旋轉(zhuǎn)中心,z軸向上為正方向,x,y軸與z軸正交分布。模擬器的姿態(tài)角通過相機(jī)測(cè)量,相機(jī)坐標(biāo)系相對(duì)地面靜止,z軸豎直向上。

(1)

整個(gè)模擬器關(guān)于旋轉(zhuǎn)中心的角動(dòng)量H為

(2)

將模擬器視為剛體,并且在整個(gè)配平過程中,質(zhì)量塊的移動(dòng)速度都是相對(duì)緩慢的,則式(2)可簡化為

(3)

圖3　角動(dòng)量矢量圖

(4)

(5)

(6)

模擬器的歐拉方程為

(7)

式中,R為質(zhì)心的位置矢量。該式即為模擬器的轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程。

(8)

(9)

若飛輪按體坐標(biāo)系的3個(gè)軸向分布,Twx,Twy,Twz分別對(duì)應(yīng)3個(gè)飛輪的輸出力矩。由于方程左邊不可逆,不能直接用于質(zhì)心位置計(jì)算,文中提出將水平方向和豎直方向配平分離的方式實(shí)現(xiàn)質(zhì)心計(jì)算。

同時(shí)給出模擬器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為

(10)

式中,ωx,ωy和ωz為角速度矢量ω在體坐標(biāo)系下的分量。

1.3配平質(zhì)量塊移動(dòng)量與模擬器質(zhì)心關(guān)系

計(jì)算模擬器的質(zhì)心時(shí),應(yīng)包括模擬器主體ms(包括冷噴氣等執(zhí)行結(jié)構(gòu))、配平質(zhì)量塊mmi(i=1,2,3)以及反作用飛輪mwi(i=1,2,3),則模擬器總質(zhì)量為

(11)

質(zhì)心位置可通過式(12)求得

(12)

當(dāng)質(zhì)量塊移動(dòng)距離di(i=1,2,3)后,模擬器的質(zhì)心變?yōu)?/p>

(13)

質(zhì)心的變化量為

(14)

配平過程就是通過移動(dòng)配平質(zhì)量塊,使新偏移量ΔR=-R,整個(gè)模擬器質(zhì)心將于位于旋轉(zhuǎn)中心(即氣浮球軸承中心)。將各矢量在模擬器體坐標(biāo)系下表示,配平質(zhì)量塊所需的移動(dòng)距離表達(dá)式如下,“-”號(hào)表示方向:

(15)

2模擬器自動(dòng)配平控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)式(7)～式(9)可知,實(shí)現(xiàn)質(zhì)心計(jì)算的前提是模擬器保持姿態(tài)穩(wěn)定,角速度和角加速度近似為零。因此,在實(shí)現(xiàn)自動(dòng)配平控制前首先要設(shè)計(jì)模擬器的姿態(tài)穩(wěn)定控制。

2.1模擬器穩(wěn)定控制系統(tǒng)

為實(shí)現(xiàn)配平控制,設(shè)計(jì)了姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)。航天器三自由度模擬器姿態(tài)穩(wěn)定控制是指通過控制飛輪實(shí)現(xiàn)模擬

器姿態(tài)保持,其控制回路設(shè)計(jì)如圖4所示。

通過外部視覺測(cè)量系統(tǒng)和模擬器上的慣性導(dǎo)航原件,確定模擬器各姿態(tài)角和角速度信息,并反饋給控制器?？刂破髦贫刂撇呗钥刂骑w輪輸出力矩,克服偏心重力力矩干擾,保持模擬器姿態(tài)角度的穩(wěn)定。

圖4　穩(wěn)定控制回路

將式(7)在體坐標(biāo)中表示為

(16)

將式(10)和式(16)寫成狀態(tài)方程的形式，有

(17)

式中

(18)

(19)

(20)

滾轉(zhuǎn)角通道簡化為二階積分環(huán)節(jié),其他兩角的控制回路仍做姿態(tài)穩(wěn)定控制,克服重力力矩和耦合項(xiàng)干擾。

針對(duì)以上2種情況,由于各姿態(tài)控制回路均可近似為積分環(huán)節(jié),因此可對(duì)各回路設(shè)計(jì)比例-微分(proportion-differentiation， PD)控制器。設(shè)e(t)為各控制回路的角度偏差,則各控制回路的控制律u為

(21)

姿態(tài)控制效果如圖5所示。穩(wěn)定控制系統(tǒng)是配平控制系統(tǒng)的姿態(tài)穩(wěn)定內(nèi)回路,配平控制是外回路,對(duì)于姿態(tài)穩(wěn)定控制,給定的姿態(tài)角是輸入量,重力力矩R×mg是干擾項(xiàng)。而對(duì)于配平控制外回路,通過控制電機(jī)調(diào)整模擬器質(zhì)心,重力力矩R×mg是控制量,飛輪的輸出力矩是量測(cè)量,需將內(nèi)回路變換為偏心力矩輸入量的形式,如圖5所示。

圖5　穩(wěn)定控制內(nèi)回路

2.2自動(dòng)配平控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

由式(13)求出質(zhì)心位置后,根據(jù)式(4)求出配平質(zhì)量塊所需的移動(dòng)距離,配平質(zhì)量塊移動(dòng)后,模擬器中配平系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變化,配平質(zhì)量塊對(duì)旋轉(zhuǎn)中心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量在體坐標(biāo)系下表示為

(22)

式中,[rmi]為rmi在體坐標(biāo)系下的分量形式;[rmi]×為其叉乘矩陣。在移動(dòng)di后,轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變?yōu)?/p>

(23)

同時(shí)移動(dòng)質(zhì)量塊引起偏心力矩的變化,進(jìn)而穩(wěn)定控制系統(tǒng)繼續(xù)平衡新力矩,使系統(tǒng)重新穩(wěn)定,然后開始下一個(gè)自動(dòng)配平周期。穩(wěn)定控制系統(tǒng)是快速響應(yīng)過程,而配平控制系統(tǒng)是慢響應(yīng)過程。

自動(dòng)配平前,首先進(jìn)行初步的人工配平,將質(zhì)心配到自動(dòng)配平系統(tǒng)控制范圍之內(nèi)。由于式(9)的矩陣奇異,因此在配平控制中,采用分離控制消除奇異影響。

將模擬器轉(zhuǎn)到水平位置附近(z軸轉(zhuǎn)角也為0),先配x和y方向。姿態(tài)穩(wěn)定后,此時(shí)方程(9)簡化為

(24)

根據(jù)輸出的力矩反饋,計(jì)算質(zhì)心x、y方向的位移,自動(dòng)配平水平方向的質(zhì)心偏差。水平方向的質(zhì)心配好后,此時(shí)重心矢量沿著-z方向,Rx≈0,Ry≈0。然后繞y(或x)軸傾斜機(jī)動(dòng)一定角度?,姿態(tài)穩(wěn)定后,式(9)變?yōu)?/p>

(25)

即mgzsin ?·Rz=Twy,計(jì)算z方向的質(zhì)心偏差。同時(shí)從該式可以看出,在水平方向配平時(shí),即使有小角度傾斜,z向質(zhì)心偏差的影響也是很小的。配平控制回路如圖6所示,0表示希望的質(zhì)心位置,電機(jī)移動(dòng)改變重力力矩R×mg,對(duì)模擬起內(nèi)回路產(chǎn)生影響。

圖6　自動(dòng)配平控制回路

2.3跟蹤微分器

跟蹤微分器[15]通過對(duì)微分功能函數(shù)的改進(jìn),更適用于離散系統(tǒng),其基本形式為

(26)

其中

u=fhan(xa,xb,r,h0)

(27)

式中,函數(shù)fhan(xa-v,xb,r,h0)為離散系統(tǒng)的最速控制綜合函數(shù);v為輸入信號(hào)(力矩)。xa,xb為系統(tǒng)狀態(tài)變量;r為跟蹤速度;h為步長。跟蹤微分器不僅可以使輸入曲線變得平滑,并且可以通過調(diào)整參數(shù)h0來抑制信號(hào)噪聲。

將反饋的力矩信息通過該式濾波后,狀態(tài)量xa為力矩的濾波值,xb為力矩的微分信息,將信息反饋給配平控制回路,計(jì)算質(zhì)心位置并實(shí)現(xiàn)配平控制。

3實(shí)驗(yàn)

3.1參數(shù)優(yōu)化

3個(gè)配平控制回路解耦后,可分開單獨(dú)設(shè)計(jì)考慮。以y方向配平控制為例,控制回路可簡化為圖7。

圖7　自動(dòng)配平控制簡化回路

模擬器和配平質(zhì)量塊的質(zhì)量可預(yù)先測(cè)得,如表1所示。

表1　模擬器和配平質(zhì)量塊的質(zhì)量

將電機(jī)模型簡化成慣性環(huán)節(jié),選擇PD控制作為配平控制方式設(shè)計(jì)控制律。對(duì)設(shè)計(jì)的PD控制律的參數(shù),進(jìn)行計(jì)算機(jī)仿真驗(yàn)證和參數(shù)優(yōu)化。優(yōu)化采用絕對(duì)誤差乘時(shí)間的積分(integrated product of time and absolute error, ITAE)指標(biāo),減少調(diào)節(jié)時(shí)間。給定初始質(zhì)心偏差6×10-5m,通過參數(shù)優(yōu)化得到PD控制參數(shù)為:Kp=0.265 2,Kd=4.524 7。優(yōu)化后的配平控制仿真如圖8所示。

圖8　質(zhì)心配平仿真優(yōu)化

5 s時(shí)開始配平控制,13 s時(shí)完成配平,重力力矩變?yōu)榱?從仿真結(jié)果看出,提出的配平方法快速、準(zhǔn)確。

3.2水平方向質(zhì)心配平

對(duì)于內(nèi)回路控制系統(tǒng),相機(jī)測(cè)量和反作用飛輪力矩輸出都有一定不確定性,以及力矩測(cè)量存在量測(cè)噪聲,配平過程要對(duì)力矩信息進(jìn)行處理。

在姿態(tài)控制開始時(shí),模擬器的起始姿態(tài)位置并不在期望位置,需要對(duì)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整。由于反作用飛輪的執(zhí)行能力和容量限制,需對(duì)內(nèi)回路的姿態(tài)穩(wěn)定控制設(shè)計(jì)軌跡優(yōu)化,避免反作用飛輪出現(xiàn)快速飽和現(xiàn)象。試驗(yàn)中,姿態(tài)穩(wěn)定控制采用所設(shè)計(jì)的PD控制。人工配平后姿態(tài)穩(wěn)定控制如圖9所示。

圖9　配平前的姿態(tài)保持

從角度跟蹤曲線可以看出,姿態(tài)穩(wěn)定控制精度可以達(dá)到0.3°。姿態(tài)穩(wěn)定過程中,飛輪x和y為了克服重力干擾力矩,迅速達(dá)到飽和轉(zhuǎn)速值,重力干擾力矩在z方向上無力矩分量,飛輪z轉(zhuǎn)速為0。而從控制力矩信息可以看出,力矩值存在很大波動(dòng),不能直接應(yīng)用,因此試驗(yàn)中將每10次測(cè)量的力矩信息取平均值傳給配平控制回路,如圖10所示。

圖10　力矩均值水平配平控制

模擬器達(dá)到水平位置后,開始配平控制,配平過程中的力矩均值如圖10(d)所示。

從力矩輸出曲線看出,由于飛輪精度較低,無法直接應(yīng)用力矩信息。從力矩均值看出干擾力矩最終穩(wěn)定在±0.01Nm之內(nèi)。未采用配平控制之前,x,y飛輪轉(zhuǎn)速快速上升,配平開始后速度不再增大,并趨于平穩(wěn)。從力矩均值濾波圖可以看出,即使采取均值濾波,力矩信息仍有快速波動(dòng),造成配平時(shí)電機(jī)反復(fù)運(yùn)動(dòng),降低了配平效率。鑒于跟蹤微分器TD的濾波作用,并且可以獲得力矩的微分信息,減小超調(diào)量,增強(qiáng)配平控制效果,對(duì)力矩信息采用TD濾波。實(shí)驗(yàn)中r=20,h0=5,采用TD后的水平配平過程曲線如圖11所示。

圖11　力矩TD水平配平控制

輸出力矩的TD濾波值如圖11(d)所示,配平控制根據(jù)濾波信息控制電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng),圖中直線部分是不進(jìn)行配平階段,無濾波值。

從濾波值可以看出,配平剛開始時(shí),重力力矩較大,通過移動(dòng)質(zhì)量塊,重力力矩減小,之后飛輪的平衡力矩在小范圍波動(dòng)。

3.3豎直方向質(zhì)心配平

水平方向配平完成后,實(shí)現(xiàn)豎直方向配平。豎直方向未配平前,控制模擬器繞y軸轉(zhuǎn)動(dòng),目標(biāo)值10°，轉(zhuǎn)動(dòng)過程如圖12所示。

圖12　豎直方向未配平時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)控制

模擬器在轉(zhuǎn)到x軸角期望位置后,飛輪x轉(zhuǎn)速基本保持不變,即x軸方向重力干擾力矩趨于0。而飛輪y轉(zhuǎn)速隨著y軸轉(zhuǎn)角的增大加速增大,還未達(dá)到10°就趨于飽和。

模擬器到達(dá)指定位置穩(wěn)定后,才能開始配平。為了防止初始質(zhì)心位置偏差較大,飛輪快速飽和,豎直配平采取分段過程,先旋轉(zhuǎn)小角度,根據(jù)式(25),力矩相對(duì)較小,不會(huì)飽和,開始配平控制,初步減小質(zhì)心與旋轉(zhuǎn)中心的偏差。然后繼續(xù)旋轉(zhuǎn)大角度,放大剩余偏差,提高配平控制精度,完成配平。圖13中的試驗(yàn),先控制模擬器繞y軸旋轉(zhuǎn)5°,保持姿態(tài)穩(wěn)定,執(zhí)行初步配平。待轉(zhuǎn)速不再快速上升后,再將模擬器旋轉(zhuǎn)到20°保持姿態(tài),繼續(xù)完成配平。飛輪轉(zhuǎn)速在配平后趨于平緩。

圖13　力矩均值豎直方向配平控制

滾轉(zhuǎn)角實(shí)際跟蹤曲線與理想曲線基本重合,飛輪轉(zhuǎn)速開始時(shí)正向快速增加,在第1次配平后轉(zhuǎn)速變化平緩,但隨著角度繼續(xù)增大,飛輪轉(zhuǎn)速反向增加,說明第1次配平后,質(zhì)心已經(jīng)調(diào)節(jié)到相反方向。配平過程的飛輪y力矩均值如圖13(d)所示。

對(duì)豎直方向采用TD濾波配平過程如圖14所示。模擬器繞y軸轉(zhuǎn)動(dòng)到5°后開始初步配平,圖中a段為初配平階段,飛輪輸出力矩開始減小,減小過程平滑無波動(dòng)。飛輪轉(zhuǎn)速平緩后,機(jī)動(dòng)到20°時(shí),開始第2次配平(圖中b段),最后力矩估計(jì)值在0附近小范圍波動(dòng)。

采用TD濾波的豎直配平過程中,配平時(shí)間明顯減少(圖中a段和b段),并且a、b段無反復(fù)波動(dòng)現(xiàn)象,之后力矩值在0.001 5范圍內(nèi)波動(dòng)。

文獻(xiàn)[12]采用控制力矩陀螺的自適應(yīng)的自動(dòng)配平方法,給出了配平后4個(gè)姿態(tài)的重力力矩值,如表2所示。

從本文的水平和豎直配平輸出力矩的直接測(cè)量信息可知,配平后的最終干擾力矩穩(wěn)定在0.05Nm以下,從力矩均值曲線看出,最后的干擾力矩在0.02Nm以下,TD濾波值可達(dá)到0.005Nm以下,本文提出的自動(dòng)配平方法提高了配平精度。

圖14　力矩TD豎直方向配平控制

[φ?]/(°)力矩/(Nm)[1000]0.0949[-1000]0.0449[0100]0.1420[0-100]0.0858

但是即使增加配平時(shí)間,也很難進(jìn)一步減小干擾力矩,分析原因主要包含以下幾項(xiàng):由于實(shí)驗(yàn)環(huán)境中氣流的影響、氣浮軸承渦流現(xiàn)象,模擬器上的柔性電纜等各種各樣不確定力矩干擾;模擬器上各測(cè)量元件的誤差、噪聲,姿態(tài)穩(wěn)定過程中的不平衡,3個(gè)正交配平電機(jī)不嚴(yán)格垂直,飛輪轉(zhuǎn)子偏心等會(huì)對(duì)配平精度產(chǎn)生影響。提高各測(cè)量元件和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的精度可進(jìn)一步提高配平精度。

4結(jié)論

文中提出的航天器模擬器自動(dòng)配平方法,實(shí)現(xiàn)模擬器質(zhì)心的計(jì)算,并通過調(diào)整配平機(jī)構(gòu),使模擬器質(zhì)心趨近于旋轉(zhuǎn)中心,減小重力力矩干擾。通過動(dòng)力學(xué)建模分析,設(shè)計(jì)以姿態(tài)穩(wěn)定控制為內(nèi)回路;根據(jù)內(nèi)回路反饋的穩(wěn)定力矩,計(jì)算質(zhì)心位置;配平控制外回路在特定角度的姿態(tài)穩(wěn)定下進(jìn)行配平,實(shí)現(xiàn)對(duì)3個(gè)方向的配平解耦,整個(gè)控制過程無需模擬器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量信息。采用TD濾波方法提高配平效率,減小電機(jī)反復(fù)運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象。通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了提出的配平方法的有效性,實(shí)時(shí)在線自動(dòng)配平相對(duì)于人工配平、參數(shù)辨識(shí)等方法提高了配平效率和精度。

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E-mail:xzydtc@126.com

齊乃明(1962-),男,教授,博士,主要研究方向?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué)與控制、機(jī)電一體化。

E-mail:qinmok@163.com

孫啟龍(1989-),男,碩士研究生,主要研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制技術(shù)。

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Automatic mass balancing of three-axis rotational spacecraft simulator

XU Zhe-yao, QI Nai-ming, SUN Qi-long, WANG Tian-ye

(SchoolofAstronautics,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150001,China)

Abstract:Spherical air-bearing-based spacecraft simulators are widely used to research spacecraft attitude dynamics and control techniques. To simulate the microgravity environment for the ground spacecraft simulators, the effects of the torque of gravity should be minimized. So, the center of rotation of the spacecraft simulator should be exactly aligned with the center of gravity. This paper presents an automatic mass balancing method. The attitude stability control is designed as an inner loop of the system, and automatic mass balancing is designed as the outer loop of the system. When the system is stable, the position of the center of gravity is calculated by the output torque of the reaction wheel. Then three proof masses on linear motion stages are actuated to compensate for the center of gravity offset from the center of rotation in real time. The control law is designed using parameter optimization based on the parameters of the loop which are measured by the experiment. The tracking-differentiator is applied to torque information processing, which effectively reduces motor moving repeatedly and improves the efficiency of automatic mass balancing. The method is successfully implemented in three degrees of freedom spacecraft simulation experiments.

Keywords:air-bearing-based spacecraft simulators;three degrees of freedom;estimation of the center of gravity;automatic mass balancing

作者簡介：

中圖分類號(hào)：V 416

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：ADOI:10.3969/j.issn.1001-506X.2015.05.23

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金(61171189)資助課題

收稿日期：2014-05-19；修回日期：2014-10-16；網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版日期：2014-11-20。