CN108959796B - 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 - Google Patents
一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN108959796B CN108959796B CN201810791194.XA CN201810791194A CN108959796B CN 108959796 B CN108959796 B CN 108959796B CN 201810791194 A CN201810791194 A CN 201810791194A CN 108959796 B CN108959796 B CN 108959796B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- load
- platform
- center
- mass
- axis
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/06—Power analysis or power optimisation
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)
Abstract
一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,它用于航天器动力学建模领域。本发明解决了在磁悬浮轴承连接下,刚柔耦合的多级多体卫星系统将会受到电磁力的影响,导致系统动力学建模极为复杂的问题。本发明在考虑系统刚柔耦合、磁力耦合的基础上,利用第二类拉格朗日方程原理,分别建立卫星平台和大惯量旋转载荷的动力学方程,能够将柔性太阳帆板振动、轴承电磁力对整个旋转载荷卫星动力学特性的影响体现在模型中,较为简便地完成了动力学模型的建立。本发明可以应用于航天器动力学建模领域用。
Description
技术领域
本发明属于航天器动力学建模领域,具体涉及一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法。
背景技术
随着空间任务需求的不断增长,卫星有效载荷的结构越来越复杂,呈大质量、大惯量趋势;对卫星平台和有效载荷的指向精度与稳定度的要求也越来越高。现阶段卫星平台和有效载荷之间的连接部件通常是机械轴承,机械轴承的摩擦较大,会影响有效载荷的旋转精度;且机械轴承的高刚度特性也会将卫星平台如柔性帆板弹性振动、惯性轮偏心干扰等的高频振动传递至载荷,影响载荷的成像质量。而磁悬浮轴承是一种利用电磁力实现转子漂浮的非接触型轴承,具有高转速、低功耗、无磨损、无需润滑以及振动抑制特性,因此将磁悬浮轴承应用至卫星设计具有广泛的应用前景。但在磁悬浮轴承连接下,刚柔耦合的多级多体卫星系统将会受到电磁力的影响,导致系统动力学建模极为复杂。
发明内容
本发明的目的是为解决在磁悬浮轴承连接下,刚柔耦合的多级多体卫星系统将会受到电磁力的影响,导致系统动力学建模极为复杂的问题。
本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是:
一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,该方法的具体步骤为:
步骤一:确定旋转载荷卫星的结构包括卫星平台、平台三轴正交飞轮、双侧柔性太阳帆板、磁悬浮轴承、旋转载荷和载荷惯性轮;
假设卫星平台为刚体,平台三轴正交飞轮为刚体,旋转载荷为刚体,旋转载荷与卫星平台之间为磁悬浮轴承连接;双侧柔性太阳帆板及载荷惯性轮为单轴驱动;
定义坐标系:以地心为坐标原点o,建立地心赤道坐标系oxyz,所述地心赤道坐标系的x轴在J2000地球平赤道面内由地心指向J2000时刻的平春分点,z轴为J2000地球平赤道面的法线且指向北极方向,y轴同x轴和z轴构成右手系;
以旋转载荷卫星质心为坐标原点oo,建立轨道坐标系ooxoyozo,所述轨道坐标系的xo轴在旋转载荷卫星的轨道面内并指向旋转载荷卫星的前进方向,zo轴由旋转载荷卫星质心指向地心,yo轴同xo轴和zo轴构成右手系;假设旋转载荷卫星的轨道坐标系原点作匀速直线运动;
旋转载荷卫星包括平台分系统和载荷分系统;所述平台分系统包括卫星平台、平台三轴正交飞轮和双侧柔性太阳帆板,所述载荷分系统包括旋转载荷和载荷惯性轮;
以平台分系统质心为坐标原点os,建立平台分系统质心坐标系osxsyszs,所述平台分系统质心坐标系的xs轴与yo轴方向相反,ys轴与zo轴方向相反,zs轴同xs轴和ys轴构成右手系;
以卫星平台质心为坐标原点ob,建立卫星平台本体系obxbybzb,所述卫星平台本体系的xb轴与yo轴方向相反,yb轴与zo轴方向相反,zb轴同xb轴和yb轴构成右手系;
以平台三轴正交飞轮质心为坐标原点owj,建立平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj,j=1,2,3;
j=1时,以平台xb轴飞轮质心为坐标原点ow1,建立平台xb轴正交飞轮本体系ow1xw1yw1zw1,且坐标系ow1xw1yw1zw1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=2时,以平台yb轴飞轮质心为坐标原点ow2,建立平台yb轴正交飞轮本体系ow2xw2yw2zw2,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=3时,以平台zb轴飞轮质心为坐标原点ow3,建立平台zb轴正交飞轮本体系ow3xw3yw3zw3,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以帆板铰接点为坐标原点ofi,建立双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi,i=1,2;
i=1时,以平台左侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of1,建立左侧柔性太阳帆板本体系of1xf1yf1zf1,且坐标系of1xf1yf1zf1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
i=2时,以平台右侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of2,建立右侧柔性太阳帆板本体系of2xf2yf2zf2,且坐标系of2xf2yf2zf2的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以载荷分系统质心为坐标原点oz,建立载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz,所述载荷分系统质心坐标系的xz轴与yo轴方向相反,yz轴与zo轴方向相反,zz轴同xz轴和yz轴构成右手系;
以旋转载荷质心为坐标原点op,建立旋转载荷本体系opxpypzp,所述旋转载荷本体系的xp轴与yo轴方向相反,yp轴与zo轴方向相反,zp轴同xp轴和yp轴构成右手系;
以载荷惯性轮质心为坐标原点opw,建立载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw,所述载荷惯性轮本体系的xpw轴与yo轴方向相反,ypw轴与zo轴方向相反,zpw轴同xpw轴和ypw轴构成右手系;
定义广义坐标q组成:X为平台分系统质心位置,ω为平台分系统角速度,θwai为柔性太阳帆板i相对卫星平台中心刚体转角,i=1,2,ηi为柔性太阳帆板i弹性振动前m阶模态坐标,θwj为平台三轴正交飞轮j相对卫星平台中心刚体转角,j=1,2,3,Xp为载荷分系统质心位置,ωp为载荷分系统角速度,θwp为旋转载荷惯性轮相对于旋转载荷的转角;
步骤二:建立平台分系统和载荷分系统的动力学方程;所述平台分系统的动力学方程包括卫星平台的平动方程及姿态方程、双侧柔性太阳帆板的驱动方程及振动方程、平台三轴正交飞轮的驱动方程;所述载荷分系统的动力学方程包括:旋转载荷的平动方程及姿态方程、载荷惯性轮驱动方程;
步骤三:根据平台分系统和载荷分系统的空间相对运动信息,求解出轴承各磁极磁隙变化;
步骤四:设定磁轴承磁隙控制原理为PD控制,根据求解出的磁隙变化计算出各磁极电磁力大小,并将各磁极电磁力等效为作用在转轴质心上的合力和合力矩,完成动力学模型的建立。
本发明的有益效果是:本发明提供了一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,本发明在考虑系统刚柔耦合、磁力耦合的基础上,利用第二类拉格朗日方程原理,分别建立卫星平台和大惯量旋转载荷的动力学方程,能够将柔性太阳帆板振动、轴承电磁力对整个旋转载荷卫星动力学特性的影响体现在模型中,较为简便地完成了动力学模型的建立,能够为控制系统设计提供理论支撑。
本发明的方法对旋转载荷卫星刚柔磁耦合动力学建模起到很好的作用。
附图说明
图1为本发明所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法的流程图;
图2为本发明所述的旋转载荷卫星结构示意图;
其中:1,帆板驱动;2,柔性帆板;3,磁悬浮轴承;4,载荷分系统;5,载荷自旋;6,轨道;7,载荷光轴;8,成像区域;9,卫星平台姿态机动;10,卫星平台;oxyz为地心赤道坐标系;
图3为旋转载荷卫星坐标系定义的示意图;
其中:b代表坐标系obxbybzb的位置,wj代表坐标系owjxwjywjzwj的位置;
图4为本发明的磁轴承的结构示意图;
其中:11,前径向轴承;12,轴向轴承;13,后径向轴承;AC、BD、EG、FH、MN为磁极编号;
图5为本发明的径向轴承磁隙解算图;
其中:14,卫星平台表面;15,转轴当前位置;16,转轴期望位置;
图6为本发明的轴向轴承磁隙解算图;
其中:17,推力盘。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案作进一步的说明,但并不局限于此,凡是对本发明技术方案进行修改或者等同替换,而不脱离本发明技术方案的精神和范围,均应涵盖在本发明的保护范围中。
具体实施方式一:结合图1-3说明本实施方式。本实施方式所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,该方法的具体步骤为:
步骤一:确定旋转载荷卫星的结构包括卫星平台、平台三轴正交飞轮、双侧柔性太阳帆板、磁悬浮轴承、旋转载荷和载荷惯性轮;
假设卫星平台为刚体,平台三轴正交飞轮为刚体,旋转载荷为刚体,旋转载荷与卫星平台之间为磁悬浮轴承连接;双侧柔性太阳帆板及载荷惯性轮为单轴驱动;柔性太阳帆板的刚性转动角速度很小;柔性附件的振动模态坐标时间变化速率很小;卫星平台刚性运动速度也为小量,忽略空间环境力矩如电磁力矩、大气阻力的影响。
定义坐标系:以地心为坐标原点o,建立地心赤道坐标系oxyz,所述地心赤道坐标系的x轴在J2000地球平赤道面内由地心指向J2000时刻的平春分点,z轴为J2000地球平赤道面的法线且指向北极方向,y轴同x轴和z轴构成右手系;
以旋转载荷卫星质心为坐标原点oo,建立轨道坐标系ooxoyozo,所述轨道坐标系的xo轴在旋转载荷卫星的轨道面内并指向旋转载荷卫星的前进方向,zo轴由旋转载荷卫星质心指向地心,yo轴同xo轴和zo轴构成右手系;假设旋转载荷卫星的轨道坐标系原点作匀速直线运动;
旋转载荷卫星包括平台分系统和载荷分系统;所述平台分系统包括卫星平台、平台三轴正交飞轮和双侧柔性太阳帆板,所述载荷分系统包括旋转载荷和载荷惯性轮;
以平台分系统质心为坐标原点os,建立平台分系统质心坐标系osxsyszs,所述平台分系统质心坐标系的xs轴与yo轴方向相反,ys轴与zo轴方向相反,zs轴同xs轴和ys轴构成右手系;
以卫星平台质心为坐标原点ob,建立卫星平台本体系obxbybzb,所述卫星平台本体系的xb轴与yo轴方向相反,yb轴与zo轴方向相反,zb轴同xb轴和yb轴构成右手系;
以平台三轴正交飞轮质心为坐标原点owj,建立平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj,j=1,2,3;
j=1时,以平台xb轴飞轮质心为坐标原点ow1,建立平台xb轴正交飞轮本体系ow1xw1yw1zw1,且坐标系ow1xw1yw1zw1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=2时,以平台yb轴飞轮质心为坐标原点ow2,建立平台yb轴正交飞轮本体系ow2xw2yw2zw2,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=3时,以平台zb轴飞轮质心为坐标原点ow3,建立平台zb轴正交飞轮本体系ow3xw3yw3zw3,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以帆板铰接点为坐标原点ofi,建立双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi,i=1,2;
i=1时,以平台左侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of1,建立左侧柔性太阳帆板本体系of1xf1yf1zf1,且坐标系of1xf1yf1zf1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
i=2时,以平台右侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of2,建立右侧柔性太阳帆板本体系of2xf2yf2zf2,且坐标系of2xf2yf2zf2的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以载荷分系统质心为坐标原点oz,建立载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz,所述载荷分系统质心坐标系的xz轴与yo轴方向相反,yz轴与zo轴方向相反,zz轴同xz轴和yz轴构成右手系;
以旋转载荷质心为坐标原点op,建立旋转载荷本体系opxpypzp,所述旋转载荷本体系的xp轴与yo轴方向相反,yp轴与zo轴方向相反,zp轴同xp轴和yp轴构成右手系;
以载荷惯性轮质心为坐标原点opw,建立载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw,所述载荷惯性轮本体系的xpw轴与yo轴方向相反,ypw轴与zo轴方向相反,zpw轴同xpw轴和ypw轴构成右手系;
定义广义坐标q组成:X为平台分系统质心位置,ω为平台分系统角速度,θwai为柔性太阳帆板i相对卫星平台中心刚体转角,i=1,2,ηi为柔性太阳帆板i弹性振动前m阶模态坐标,θwj为平台三轴正交飞轮j相对卫星平台中心刚体转角,j=1,2,3,Xp为载荷分系统质心位置,ωp为载荷分系统角速度,θwp为旋转载荷惯性轮相对于旋转载荷的转角;
步骤二:建立平台分系统和载荷分系统的动力学方程;所述平台分系统的动力学方程包括卫星平台的平动方程及姿态方程、双侧柔性太阳帆板的驱动方程及振动方程、平台三轴正交飞轮的驱动方程;所述载荷分系统的动力学方程包括:旋转载荷的平动方程及姿态方程、载荷惯性轮驱动方程;
步骤三:根据平台分系统和载荷分系统的空间相对运动信息,求解出轴承各磁极磁隙变化;
步骤四:设定磁轴承磁隙控制原理为PD控制,根据求解出的磁隙变化计算出各磁极电磁力大小,并将各磁极电磁力等效为作用在转轴质心上的合力和合力矩,完成动力学模型的建立。
本实施方式中的大惯量旋转载荷卫星是指旋转载荷的惯量与卫星平台惯量数值相当,此时的旋转载荷卫星即为大惯量旋转载荷卫星。
因此为了满足卫星轨道、姿态控制系统的设计需求,研究在考虑磁悬浮轴承连接下大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法具有很高的学术价值和工程意义。
具体实施方式二:本实施方式对实施方式一所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法进行进一步的限定,所述步骤二建立平台分系统的动力学方程的具体过程为:
根据第二类拉格朗日方程原理:
方程组(1)中的方程依次为:卫星平台在地心赤道坐标系oxyz下的平动方程、卫星平台在平台分系统质心坐标系osxsyszs下的姿态方程、双侧柔性太阳帆板在双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下的驱动方程、平台三轴正交飞轮在平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj下的驱动方程(是指平台三个轴的正交飞轮在各自本体系下的驱动方程)、双侧柔性太阳帆板在双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下的振动方程;
其中:Mpt是平台分系统总质量;Jpt是平台分系统关于平台分系统质心的转动惯量在平台分系统质心坐标系osxsyszs下投影;Jfli是柔性太阳帆板i相对铰接点的转动惯量在柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下投影的自旋轴分量,Piii为柔性太阳帆板i转动和卫星平台平动之间的耦合关系、Rsai为柔性太阳帆板i转动和卫星平台转动之间的耦合关系、Ftai为柔性太阳帆板i振动和卫星平台平动之间的耦合关系、Fsai为柔性太阳帆板i振动和卫星平台转动之间的耦合关系、Fai为柔性太阳帆板i振动和柔性太阳帆板i转动之间的耦合关系,Ωi为柔性太阳帆板i的模态频率对角阵,ζi为柔性太阳帆板i的模态阻尼系数对角阵、Λi为柔性太阳帆板i的广义刚度矩阵;Jwj为平台三轴正交飞轮j相对自身质心的转动惯量在平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj下投影的自旋轴分量,Rswj为平台三轴正交飞轮j转动同卫星平台转动之间的耦合关系;Dai为柔性太阳帆板i转速的投影矩阵,Dwj为平台三轴正交飞轮j转速的投影矩阵;如Da1=[1,0,0]T;Fko为平台分系统所受到的轨控作用Fk在地心赤道坐标系oxyz下投影;Fmo为轴承电磁力作用等效至轴承质心的合力Fm在地心赤道坐标系oxyz下投影;Tmzb为施加在平台分系统的轴承电磁反作用力等效至轴承质心的合力矩-Tm以及由-Fm平移至平台分系统质心所产生的附加力矩Tmt之和在卫星平台本体系obxbybzb下投影;Tai为柔性太阳帆板i的驱动力矩,Twj为平台三轴正交飞轮j的驱动力矩;
其中:为X的二次导数,为θwai的二次导数,为ηi的一次导数,为ηi的二次导数,为ω的一次导数,为θwj的二次导数,为Rswj的一次导数,为θwj的一次导数,为ω的坐标方阵,为的转置,为的转置,Dai T为Dai的转置,ωT为ω的转置,Ftai T为Ftai的转置,Fsai T为Fsai的转置,Fai T为Fai的转置。
具体实施方式三:本实施方式对实施方式二所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法进行进一步的限定,本实施方式中的所述步骤二建立载荷分系统的动力学方程的具体过程为:
通过第二类拉格朗日方程原理,得到载荷分系统的动力学方程如下:
方程组(2)中的方程依次为:旋转载荷在地心赤道坐标系oxyz下的平动方程、旋转载荷在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下的姿态方程和载荷惯性轮在载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw下的驱动方程;
其中:Mzh是载荷分系统的总质量,Jzh是载荷分系统相对载荷分系统质心的转动惯量在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下投影;Rswp是载荷惯性轮转动同旋转载荷转动的耦合矩阵;Tmp是Tm在旋转载荷本体系opxpypzp下投影;Tmnp为Fm平移至载荷分系统质心所产生的附加力矩Tmn在载荷分系统本体系opxpypzp下投影;Twp为载荷惯性轮的驱动力矩;Dp为旋转载荷转速的投影矩阵,Jwpz为载荷惯性轮相对自身质心的转动惯量在载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw下投影的自旋轴分量;
具体实施方式四:结合图4说明本实施方式。本实施方式对实施方式三所述的一种基于磁悬浮轴承的旋转载荷卫星刚柔磁耦合动力学建模方法进行进一步的限定,本实施方式中的步骤三的具体过程为:
径向轴承磁极磁隙计算如下:
如图5所示,定义矢量r1为地心赤道坐标系oxyz原点指向卫星平台本体系obxbybzb原点的位置矢量,r2为地心赤道坐标系oxyz原点指向旋转载荷本体系opxpypzp原点的位置矢量,r3为地心赤道坐标系oxyz原点指向转轴当前质心的位置矢量,r4为地心赤道坐标系oxyz原点指向转轴期望质心的位置矢量,r5为转轴期望质心指向转轴当前质心的位置矢量,r6为转轴当前质心指向前径向轴承作用点的位置矢量,r7为转轴期望质心指向前径向轴承作用点的位置矢量,r8为转轴当前质心指向后径向轴承作用点的位置矢量,r9为转轴期望质心指向后径向轴承作用点的位置矢量;
在卫星平台本体系obxbybzb中,l1代表从卫星平台质心指向转轴期望质心,在旋转载荷本体系中,l2代表从转轴当前质心指向旋转载荷质心,r7b代表从转轴期望质心指向转轴在前径向轴承处作用点,r9b代表从转轴期望质心指向转轴在后径向轴承处作用点,rjb代表从平台分系统质心指向卫星平台质心,在旋转载荷本体系opxpypzp中,rjp代表从载荷分系统质心指向旋转载荷质心;
令x7、y7表示前径向轴承处x,y两向的磁隙变化;x9、y9表示后径向轴承处x,y两向磁隙变化;
将r6写成旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式r6p=[0 0 z6]T,r7写成卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r7b;
依据方程(3),求解出z6、x7和y7如下:
其中:r7b(3)是坐标列阵r7b在zb轴上分量,r5b(3)是坐标列阵r5b在zb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第三行第三列数值,r5b(1)是坐标列阵r5b在xb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第一行第三列,r5b(2)是坐标列阵r5b在yb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第二行第三列数值;
同理已知r8写成旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式为r8p=[0 0 z8]T,r9写成卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r9b;求解出z8、x9和y9如下:
其中:r9b(3)是坐标列阵r9b在zb轴上分量,r5b(3)是坐标列阵r5b在zb轴上分量,z8是中间变量;
轴向轴承磁极磁隙计算如下:
如图6所示,r10为地心赤道坐标系oxyz原点指向推力盘期望质心位置的矢量,r11为地心赤道坐标系oxyz原点指向推力盘当前质心位置的矢量,r12为推力盘期望质心位置指向推力盘当前质心位置的矢量,r13为推力盘期望质心位置指向轴向轴承某平衡点位置的矢量,r14为推力盘当前质心位置指向轴向轴承某平衡点位置的矢量,r15为轴向轴承某平衡点指向轴向轴承当前作用点的位置矢量,r16为推力盘当前质心位置指向轴向轴承当前作用点位置矢量;
在卫星平台本体系obxbybzb中,l3为从卫星平台质心指向推力盘期望质心,在旋转载荷本体系中,l4为从推力盘实际质心指向旋转载荷质心;
得到r14在卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r14b:
r14b=r13b-r12b=r13b-A-1(r2o-Apl4-r1o-Al3) (6)
其中:r13b为r13矢量在卫星平台本体系obxbybzb下坐标列阵形式,r12b为r12矢量在卫星平台本体系obxbybzb下坐标列阵形式,r2o为r2矢量在地心赤道坐标系oxyz下坐标列阵形式,r1o为r1矢量在地心赤道坐标系oxyz下坐标列阵形式;
已知r16在旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式为r16p=[x16 y16 0]T,得到r15在卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式r15b为:
其中:△zθ为轴向轴承环向角度θ处对应的磁隙变化,x16和y16为中间变量,r14b(1)为坐标列阵r14b在xb轴上分量,r14b(2)为坐标列阵r14b在yb轴上分量,r14b(3)为坐标列阵r14b在zb轴上分量;
根据方程(7)求解出△zθ、x16和y16如下:
其中:为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第二行第二列数值,为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第一行第一列数值,为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第一行第二列数值,为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第二行第一列数值,为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第三行第一列数值,为旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第三行第二列数值。
至此可根据卫星平台的质心位置和姿态信息、载荷的质心位置和姿态信息得到轴向轴承某一角度处磁隙变化。
具体实施方式五:本实施方式对实施方式四所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法进行进一步的限定,本实施方式中的步骤四的具体过程为:
规定磁轴承磁隙的控制原理为比例微分控制,期望的控制目标是各磁极磁隙变化为0,因此可得到控制电流如下:
控制电流施加给磁极的作用方式采用差动控制,结合相应的电磁理论得到各磁极的电磁力为:
其中:FAC是前径向轴承x向电磁合力,FBD是前径向轴承y向电磁合力,FEG是后径向轴承x向电磁合力,FFH是后径向轴承y向电磁合力,kp1和kd1分别是径向轴承的控制器参数,kij和kxj分别是径向轴承的电流刚度和位移刚度;Fzθ是轴向轴承环向角度θ处的电磁合力,FMN是对Fzθ的积分,且FMN代表轴向轴承电磁合力,kp2和kd2分别是轴向轴承控制器参数,μ0为空气磁导率,N是线圈匝数,i0是轴向轴承线圈初始电流,z0是轴向轴承磁极初始磁隙,Rn是轴向轴承内环磁极的平均半径,ln是轴向轴承内环磁极的径向长度;
其中:是x7的一次导数,是y7的一次导数,是x9的一次导数,是y9的一次导数,θ是轴向轴承的环向角度,dθ是轴向轴承的环向角度微元,r12b(3)为r12b列阵在zb轴方向上的分量,是r12b(3)对时间的一次导数;
记转轴在前径向轴承处作用点所受到的电磁合力为Fr1,转轴在后径向轴承作用点所受到的电磁合力为Fr2,将力矢量Fr1和Fr2平移至转轴当前质心产生的附加力矩为Mr1和Mr2;将Fzθ平移至推力盘质心时产生的附加力矩为Mz1;轴向轴承施加给推力盘的电磁合力Fz再向转轴当前质心平移所产生附加力矩记为Mz2;
将轴向轴承电磁力作用和径向轴承电磁力作用等效至转轴质心,即得到轴承电磁力作用等效至转轴质心的合力Fm和合力矩Tm分别为:
将公式(11)带入方程组(1)和方程组(2):
其中:(Fm)o表示Fm在地心赤道坐标系oxyz下投影,(-Tm-rsz×Fm)s表示矢量-Tm-rbz×Fm在平台系统质心坐标系osxsyszs下投影,(Tm+rzz×Fm)z表示矢量Tm+rpz×Fm在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下投影;rsz代表从平台分系统质心指向转轴当前质心的位置矢量,rzz代表从载荷分系统质心指向转轴当前质心的位置矢量;
即完成磁悬浮轴承连接下的大惯量旋转载荷卫星刚柔磁耦合动力学模型的建立。
Claims (5)
1.一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,其特征在于,该方法的具体步骤为:
步骤一:确定旋转载荷卫星的结构包括卫星平台、平台三轴正交飞轮、双侧柔性太阳帆板、磁悬浮轴承、旋转载荷和载荷惯性轮;
卫星平台为刚体,平台三轴正交飞轮为刚体,旋转载荷为刚体,旋转载荷与卫星平台之间为磁悬浮轴承连接;双侧柔性太阳帆板及载荷惯性轮为单轴驱动;
定义坐标系:以地心为坐标原点o,建立地心赤道坐标系oxyz,所述地心赤道坐标系的x轴在J2000地球平赤道面内由地心指向J2000时刻的平春分点,z轴为J2000地球平赤道面的法线且指向北极方向,y轴同x轴和z轴构成右手系;
以旋转载荷卫星质心为坐标原点oo,建立轨道坐标系ooxoyozo,所述轨道坐标系的xo轴在旋转载荷卫星的轨道面内并指向旋转载荷卫星的前进方向,zo轴由旋转载荷卫星质心指向地心,yo轴同xo轴和zo轴构成右手系;假设旋转载荷卫星的轨道坐标系原点作匀速直线运动;
旋转载荷卫星包括平台分系统和载荷分系统;所述平台分系统包括卫星平台、平台三轴正交飞轮和双侧柔性太阳帆板,所述载荷分系统包括旋转载荷和载荷惯性轮;
以平台分系统质心为坐标原点os,建立平台分系统质心坐标系osxsyszs,所述平台分系统质心坐标系的xs轴与yo轴方向相反,ys轴与zo轴方向相反,zs轴同xs轴和ys轴构成右手系;
以卫星平台质心为坐标原点ob,建立卫星平台本体系obxbybzb,所述卫星平台本体系的xb轴与yo轴方向相反,yb轴与zo轴方向相反,zb轴同xb轴和yb轴构成右手系;
以平台三轴正交飞轮质心为坐标原点owj,建立平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj,j=1,2,3;
j=1时,以平台xb轴飞轮质心为坐标原点ow1,建立平台xb轴正交飞轮本体系ow1xw1yw1zw1,且坐标系ow1xw1yw1zw1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=2时,以平台yb轴飞轮质心为坐标原点ow2,建立平台yb轴正交飞轮本体系ow2xw2yw2zw2,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
j=3时,以平台zb轴飞轮质心为坐标原点ow3,建立平台zb轴正交飞轮本体系ow3xw3yw3zw3,且坐标系的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以帆板铰接点为坐标原点ofi,建立双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi,i=1,2;
i=1时,以平台左侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of1,建立左侧柔性太阳帆板本体系of1xf1yf1zf1,且坐标系of1xf1yf1zf1的三轴指向同坐标系obxbybzb;
i=2时,以平台右侧柔性太阳帆板铰接点为坐标原点of2,建立右侧柔性太阳帆板本体系of2xf2yf2zf2,且坐标系of2xf2yf2zf2的三轴指向同坐标系obxbybzb;
以载荷分系统质心为坐标原点oz,建立载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz,所述载荷分系统质心坐标系的xz轴与yo轴方向相反,yz轴与zo轴方向相反,zz轴同xz轴和yz轴构成右手系;
以旋转载荷质心为坐标原点op,建立旋转载荷本体系opxpypzp,所述旋转载荷本体系的xp轴与yo轴方向相反,yp轴与zo轴方向相反,zp轴同xp轴和yp轴构成右手系;
以载荷惯性轮质心为坐标原点opw,建立载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw,所述载荷惯性轮本体系的xpw轴与yo轴方向相反,ypw轴与zo轴方向相反,zpw轴同xpw轴和ypw轴构成右手系;
定义广义坐标q组成:X为平台分系统质心位置,ω为平台分系统角速度,θwai为第i个柔性太阳帆板相对卫星平台中心刚体转角,i=1,2,ηi为柔性太阳帆板i弹性振动前m阶模态坐标,θwj为平台第j个飞轮相对卫星平台中心刚体转角,j=1,2,3,Xp为载荷分系统质心位置,ωp为载荷分系统角速度,θwp为旋转载荷惯性轮相对于旋转载荷的转角;
步骤二:建立平台分系统和载荷分系统的动力学方程;所述平台分系统的动力学方程包括卫星平台的平动方程及姿态方程、双侧柔性太阳帆板的驱动方程及振动方程、平台三轴正交飞轮的驱动方程;所述载荷分系统的动力学方程包括:旋转载荷的平动方程及姿态方程、载荷惯性轮驱动方程;
步骤三:根据平台分系统和载荷分系统的空间相对运动信息,求解出轴承各磁极磁隙变化;
步骤四:设定磁轴承磁隙控制原理为PD控制,根据求解出的磁隙变化计算出各磁极电磁力大小,并将各磁极电磁力等效为作用在转轴质心上的合力和合力矩,完成动力学模型的建立。
2.根据权利要求1所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,其特征在于,所述步骤二建立平台分系统的动力学方程的具体过程为:
根据第二类拉格朗日方程原理:
方程组(1)中的方程依次为:卫星平台在地心赤道坐标系oxyz下的平动方程、卫星平台在平台分系统质心坐标系osxsyszs下的姿态方程、双侧柔性太阳帆板在双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下的驱动方程、平台三轴正交飞轮在平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj下的驱动方程、双侧柔性太阳帆板在双侧柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下的振动方程;
其中:Mpt是平台分系统总质量;Jpt是平台分系统关于平台分系统质心的转动惯量在平台分系统质心坐标系osxsyszs下投影;Jfli是柔性太阳帆板i相对铰接点的转动惯量在柔性太阳帆板本体系ofixfiyfizfi下投影的自旋轴分量,Piii为柔性太阳帆板i转动和卫星平台平动之间的耦合关系、Rsai为柔性太阳帆板i转动和卫星平台转动之间的耦合关系、Ftai为柔性太阳帆板i振动和卫星平台平动之间的耦合关系、Fsai为柔性太阳帆板i振动和卫星平台转动之间的耦合关系、Fai为柔性太阳帆板i振动和柔性太阳帆板i转动之间的耦合关系,Ωi为柔性太阳帆板i的模态频率对角阵,ζi为柔性太阳帆板i的模态阻尼系数对角阵、Λi为柔性太阳帆板i的广义刚度矩阵;Jwj为平台三轴正交飞轮j相对自身质心的转动惯量在平台三轴正交飞轮本体系owjxwjywjzwj下投影的自旋轴分量,Rswj为平台三轴正交飞轮j转动同卫星平台转动之间的耦合关系;Dai为柔性太阳帆板i转速的投影矩阵,Dwj为平台三轴正交飞轮j转速的投影矩阵;Fko为平台分系统所受到的轨控作用Fk在地心赤道坐标系oxyz下投影;Fmo为轴承电磁力作用等效至轴承质心的合力Fm在地心赤道坐标系oxyz下投影;Tmzb为施加在平台分系统的轴承电磁反作用力等效至轴承质心的合力矩-Tm以及由-Fm平移至平台分系统质心所产生的附加力矩Tmt之和在卫星平台本体系obxbybzb下投影;Tai为柔性太阳帆板i的驱动力矩,Twj为平台三轴正交飞轮j的驱动力矩;
3.根据权利要求2所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,其特征在于,所述步骤二建立载荷分系统的动力学方程的具体过程为:
通过第二类拉格朗日方程原理,得到载荷分系统的动力学方程如下:
方程组(2)中的方程依次为:旋转载荷在地心赤道坐标系oxyz下的平动方程、旋转载荷在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下的姿态方程和载荷惯性轮在载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw下的驱动方程;
其中:Mzh是载荷分系统的总质量,Jzh是载荷分系统相对载荷分系统质心的转动惯量在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下投影;Rswp是载荷惯性轮转动同旋转载荷转动的耦合矩阵;Tmp是Tm在旋转载荷本体系opxpypzp下投影;Tmnp为Fm平移至载荷分系统质心所产生的附加力矩Tmn在载荷分系统本体系opxpypzp下投影;Twp为载荷惯性轮的驱动力矩;Dp为旋转载荷转速的投影矩阵,Jwpz为载荷惯性轮相对自身质心的转动惯量在载荷惯性轮本体系opwxpwypwzpw下投影的自旋轴分量;
4.根据权利要求3所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,其特征在于,所述步骤三的具体过程为:
径向轴承磁极磁隙计算如下:
定义矢量r1为地心赤道坐标系oxyz原点指向卫星平台本体系obxbybzb原点的位置矢量,r2为地心赤道坐标系oxyz原点指向旋转载荷本体系opxpypzp原点的位置矢量,r3为地心赤道坐标系oxyz原点指向转轴当前质心的位置矢量,r4为地心赤道坐标系oxyz原点指向转轴期望质心的位置矢量,r5为转轴期望质心指向转轴当前质心的位置矢量,r6为转轴当前质心指向前径向轴承作用点的位置矢量,r7为转轴期望质心指向前径向轴承作用点的位置矢量,r8为转轴当前质心指向后径向轴承作用点的位置矢量,r9为转轴期望质心指向后径向轴承作用点的位置矢量;
在卫星平台本体系obxbybzb中,l1代表从卫星平台质心指向转轴期望质心,在旋转载荷本体系中,l2代表从转轴当前质心指向旋转载荷质心,r7b代表从转轴期望质心指向转轴在前径向轴承处作用点,r9b代表从转轴期望质心指向转轴在后径向轴承处作用点,rjb代表从平台分系统质心指向卫星平台质心,在旋转载荷本体系opxpypzp中,rjp代表从载荷分系统质心指向旋转载荷质心;
令x7、y7表示前径向轴承处x,y两向的磁隙变化;x9、y9表示后径向轴承处x,y两向磁隙变化;
将r6写成旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式r6p=[0 0 z6]T,r7写成卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r7b;
依据方程(3),求解出z6、x7和y7如下:
其中:r7b(3)是坐标列阵r7b在zb轴上分量,r5b(3)是坐标列阵r5b在zb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第三行第三列数值,r5b(1)是坐标列阵r5b在xb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第一行第三列,r5b(2)是坐标列阵r5b在yb轴上分量,是旋转载荷相对卫星平台的姿态变换的第二行第三列数值;
同理已知r8写成旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式为r8p=[0 0 z8]T,r9写成卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r9b;求解出z8、x9和y9如下:
其中:r9b(3)是坐标列阵r9b在zb轴上分量,r5b(3)是坐标列阵r5b在zb轴上分量,z8是中间变量;
轴向轴承磁极磁隙计算如下:
定义如下矢量:r10为地心赤道坐标系oxyz原点指向推力盘期望质心位置的矢量,r11为地心赤道坐标系oxyz原点指向推力盘当前质心位置的矢量,r12为推力盘期望质心位置指向推力盘当前质心位置的矢量,r13为推力盘期望质心位置指向轴向轴承某平衡点位置的矢量,r14为推力盘当前质心位置指向轴向轴承某平衡点位置的矢量,r15为轴向轴承某平衡点指向轴向轴承当前作用点的位置矢量,r16为推力盘当前质心位置指向轴向轴承当前作用点位置矢量;
在卫星平台本体系obxbybzb中,l3为从卫星平台质心指向推力盘期望质心,在旋转载荷本体系中,l4为从推力盘实际质心指向旋转载荷质心;
得到r14在卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式为r14b:
r14b=r13b-r12b=r13b-A-1(r2o-Apl4-r1o-Al3) (6)
其中:r13b为r13矢量在卫星平台本体系obxbybzb下坐标列阵形式,r12b为r12矢量在卫星平台本体系obxbybzb下坐标列阵形式,r2o为r2矢量在地心赤道坐标系oxyz下坐标列阵形式,r1o为r1矢量在地心赤道坐标系oxyz下坐标列阵形式;
已知r16在旋转载荷本体系opxpypzp下的坐标列阵形式为r16p=[x16 y16 0]T,得到r15在卫星平台本体系obxbybzb下的坐标列阵形式r15b为:
其中:Δzθ为轴向轴承环向角度θ处对应的磁隙变化,x16和y16为中间变量,r14b(1)为坐标列阵r14b在xb轴上分量,r14b(2)为坐标列阵r14b在yb轴上分量,r14b(3)为坐标列阵r14b在zb轴上分量;
根据方程(7)求解出Δzθ、x16和y16如下:
5.根据权利要求4所述的一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法,其特征在于,所述步骤四的具体过程为:
磁轴承磁隙的控制原理为比例微分控制,控制电流如下:
控制电流施加给磁极的作用方式采用差动控制,各磁极的电磁力为:
其中:FAC是前径向轴承x向电磁合力,FBD是前径向轴承y向电磁合力,FEG是后径向轴承x向电磁合力,FFH是后径向轴承y向电磁合力,kp1和kd1分别是径向轴承的控制器参数,kij和kxj分别是径向轴承的电流刚度和位移刚度;Fzθ是轴向轴承环向角度θ处的电磁合力,FMN是对Fzθ的积分,且FMN代表轴向轴承电磁合力,kp2和kd2分别是轴向轴承控制器参数,μ0为空气磁导率,N是线圈匝数,i0是轴向轴承线圈初始电流,z0是轴向轴承磁极初始磁隙,Rn是轴向轴承内环磁极的平均半径,ln是轴向轴承内环磁极的径向长度;
其中:是x7的一次导数,是y7的一次导数,是x9的一次导数,是y9的一次导数,θ是轴向轴承的环向角度,dθ是轴向轴承的环向角度微元,r12b(3)为r12b列阵在zb轴方向上的分量,是r12b(3)对时间的一次导数;
记转轴在前径向轴承处作用点所受到的电磁合力为Fr1,转轴在后径向轴承作用点所受到的电磁合力为Fr2,将力矢量Fr1和Fr2平移至转轴当前质心产生的附加力矩为Mr1和Mr2;将Fzθ平移至推力盘质心时产生的附加力矩为Mz1;轴向轴承施加给推力盘的电磁合力Fz再向转轴当前质心平移所产生附加力矩记为Mz2;
将轴向轴承电磁力作用和径向轴承电磁力作用等效至转轴质心,即得到轴承电磁力作用等效至转轴质心的合力Fm和合力矩Tm分别为:
将公式(11)带入方程组(1)和方程组(2):
其中:(Fm)o表示Fm在地心赤道坐标系oxyz下投影,(-Tm-rsz×Fm)s表示矢量-Tm-rbz×Fm在平台系统质心坐标系osxsyszs下投影,(Tm+rzz×Fm)z表示矢量Tm+rpz×Fm在载荷分系统质心坐标系ozxzyzzz下投影;rsz代表从平台分系统质心指向转轴当前质心的位置矢量,rzz代表从载荷分系统质心指向转轴当前质心的位置矢量;
即完成磁悬浮轴承连接下的大惯量旋转载荷卫星刚柔磁耦合动力学模型的建立。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201810791194.XA CN108959796B (zh) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201810791194.XA CN108959796B (zh) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN108959796A CN108959796A (zh) | 2018-12-07 |
CN108959796B true CN108959796B (zh) | 2022-05-20 |
Family
ID=64495923
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201810791194.XA Active CN108959796B (zh) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN108959796B (zh) |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110045744B (zh) * | 2019-05-10 | 2021-11-19 | 哈尔滨工业大学 | 基于磁悬浮轴承主动刚度调控的旋转载荷平稳控制方法 |
CN110162855B (zh) * | 2019-05-10 | 2022-06-28 | 哈尔滨工业大学 | 遥感卫星星上旋转载荷动态精度分析及误差分配方法 |
CN110147115B (zh) * | 2019-06-21 | 2021-11-19 | 哈尔滨工业大学 | 以载荷为中心、平台随动的旋转载荷卫星姿态控制方法 |
CN110610048B (zh) * | 2019-09-18 | 2023-02-28 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法 |
CN111258325B (zh) * | 2020-01-08 | 2022-08-02 | 哈尔滨工业大学 | 对地遥感卫星高精度高性能的姿态容错控制方法、装置及计算机存储介质 |
CN111781939B (zh) * | 2020-05-11 | 2023-06-30 | 北京控制工程研究所 | 基于航天器三超相互制约与耦合的姿态控制方法及系统 |
CN112131764B (zh) * | 2020-08-24 | 2024-05-24 | 航天科工空间工程发展有限公司 | 一种计算卫星柔性耦合系数的装置、方法和计算设备 |
CN113359444B (zh) * | 2021-06-01 | 2022-06-10 | 北京航空航天大学 | 基于神经网络的挠性航天器刚柔耦合特性智能辨识方法 |
CN113919081B (zh) * | 2021-11-15 | 2023-09-19 | 北京航空航天大学 | 一种考虑惯性耦合的柔性飞行动力学建模与分析方法 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6611226B1 (en) * | 2000-04-20 | 2003-08-26 | Hughes Electronics Corp | Satellite surveillance system and method |
CN101934863A (zh) * | 2010-09-29 | 2011-01-05 | 哈尔滨工业大学 | 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法 |
CN104898642A (zh) * | 2015-04-28 | 2015-09-09 | 北京理工大学 | 一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统 |
WO2015180000A1 (zh) * | 2014-05-26 | 2015-12-03 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统 |
CN105466477A (zh) * | 2015-12-07 | 2016-04-06 | 中国科学院光电研究院 | 一种面向卫星目标和恒星目标的天基观测模拟系统及方法 |
CN106002312A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-10-12 | 广东工业大学 | 一种单驱动刚柔耦合精密运动平台及其实现方法及应用 |
CN106096148A (zh) * | 2016-06-14 | 2016-11-09 | 中国空间技术研究院 | 一种简单姿态控制下的大倾角轨道卫星太阳帆板指向方法 |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10486837B2 (en) * | 2015-06-22 | 2019-11-26 | Worldvu Satellites Limited | Payload dispensing system |
-
2018
- 2018-07-18 CN CN201810791194.XA patent/CN108959796B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6611226B1 (en) * | 2000-04-20 | 2003-08-26 | Hughes Electronics Corp | Satellite surveillance system and method |
CN101934863A (zh) * | 2010-09-29 | 2011-01-05 | 哈尔滨工业大学 | 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法 |
WO2015180000A1 (zh) * | 2014-05-26 | 2015-12-03 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 用于平台载荷一体化卫星的综合管理系统 |
CN104898642A (zh) * | 2015-04-28 | 2015-09-09 | 北京理工大学 | 一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统 |
CN105466477A (zh) * | 2015-12-07 | 2016-04-06 | 中国科学院光电研究院 | 一种面向卫星目标和恒星目标的天基观测模拟系统及方法 |
CN106096148A (zh) * | 2016-06-14 | 2016-11-09 | 中国空间技术研究院 | 一种简单姿态控制下的大倾角轨道卫星太阳帆板指向方法 |
CN106002312A (zh) * | 2016-06-29 | 2016-10-12 | 广东工业大学 | 一种单驱动刚柔耦合精密运动平台及其实现方法及应用 |
Non-Patent Citations (4)
Title |
---|
Flexible satellite attitude maneuver via constrained torque distribution and active vibration;Xibin Cao 等;《Aerosp. Sci. Technol.》;20170418;第1-23页 * |
Integral Design and Analysis of Passive Magnetic Bearing and Active Radial Magnetic Bearing for Agile Satellite Application;Han Bangcheng 等;《IEEE TRANSACTIONS ON MAGNETICS》;20120630;第48卷(第6期);第1959-1966页 * |
卫星大型旋转载荷动平衡控制应用研究;薛孝补 等;《宇 航 学 报》;20120831;第33卷(第8期);第1001-1005页 * |
基于自适应观测器的飞轮故障检测算法;马磊 等;《华中科技大学学报(自然科学版)》;20090831;第37卷;第201-203,216页 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN108959796A (zh) | 2018-12-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108959796B (zh) | 一种大惯量旋转载荷卫星的刚柔磁耦合动力学建模方法 | |
CN110147115B (zh) | 以载荷为中心、平台随动的旋转载荷卫星姿态控制方法 | |
CN104527994B (zh) | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 | |
Crowther et al. | Kinematic analysis and control design for a nonplanar multirotor vehicle | |
CN109388906B (zh) | 一种基于磁悬浮轴承的柔性航天器动力学模型的建模方法 | |
CN110045744B (zh) | 基于磁悬浮轴承主动刚度调控的旋转载荷平稳控制方法 | |
US20080315039A1 (en) | System and methods for space vehicle torque balancing | |
CN102001453B (zh) | 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法 | |
Lappas | A control moment gyro (CMG) based attitude control system (ACS) for agile small satellites | |
CN102566578A (zh) | 基于奇异值分解的单框架控制力矩陀螺群协调控制方法 | |
CN109782787B (zh) | 一种太阳光压辅助下欠驱动航天器姿态的双模mpc控制方法 | |
CN103991559A (zh) | 一种洛伦兹航天器悬停控制方法 | |
CN101571720B (zh) | 一种磁悬浮飞轮三自由度动量交换控制方法 | |
CN109823572B (zh) | 敏捷卫星姿态往复快速摆动的执行机构配置及控制方法 | |
JPH09511471A (ja) | 磁気的および空力的モーメントの発生装置を装備した人工衛星およびそのような衛星の制御方法 | |
CN111994304B (zh) | 一种静止轨道卫星小推力长期位置保持方法 | |
CN109085753A (zh) | 一种基于自适应非线性加权矩阵的磁悬浮控制敏感陀螺群伪逆操纵律 | |
CN108438256A (zh) | 一种基于永磁动量交换球的对地凝视卫星姿态控制方法 | |
Brown et al. | Energetics of control moment gyroscopes as joint actuators | |
Anderson et al. | The annular suspension and pointing system | |
CN108657469A (zh) | 一种电推进展开及推力指向调整机构 | |
Brown | Control moment gyros as space-robotics actuators | |
CN112504257B (zh) | 一种磁悬浮控制敏感陀螺角动量包络计算方法 | |
Ao et al. | Touchless attitude correction for satellite with constant magnetic moment | |
CN109976360B (zh) | 一种基于配置矩阵的推力器配置方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |