CN110609565A - 一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，该方法包括以下步骤：步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。本发明针对控制力矩陀螺群主控模式下的控制力矩陀螺系统进行误差分析与精度评价，可量化分析各误差项对卫星姿态控制的影响，从而评估控制力矩陀螺群主控模式下系统的姿态控制精度，符合工程应用实际。

Description

一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法

技术领域

本发明涉及卫星控制技术领域，具体涉及一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法。

背景技术

控制力矩陀螺(Control Moment Gyroscope，CMG)作为卫星快速大角度姿态机动和稳定控制的关键执行机构，其输出的内框架角动量动态稳定性和外框架输出精度是高精度系统控制的必要条件。实现高精度高稳定度姿态控制，需综合考虑控制力矩陀螺产品综合指标、控制力矩陀螺群构型设计、控制系统离散化设计、控制系统控制器设计以及卫星参数特征等各方面，量化评价CMGs主控模式下工程应用所能达到的系统精度。

当前，控制力矩陀螺已广泛进入工程应用，但基于CMGs主控模式下关于CMG系统的误差分析与精度评价甚少。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，以能够在工程约束条件下，对CMGs主控模式下的系统误差与精度评价进行量化。

为达到上述目的，本发明提供了一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其包括以下步骤：

步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；

步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；

步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。

上述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其中，步骤1中，计算控制力矩陀螺群各控制力矩陀螺外框架转速产生的合成陀螺力矩因控制力矩陀螺外框架零位误差、外框架转角误差、外框架转速误差和内框架转速误差引入的输入误差。

上述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其中，步骤2中，基于控制力矩陀螺群主控模式下系统设计，通过控制力矩陀螺群构型设计、控制力矩陀螺群安装误差以及因系统控制周期引入的误差项，分析因系统离散化设计引入的控制误差。

上述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其中，步骤3中，通过绘制系统控制结构图，计算系统控制传递函数，获取因控制指令力矩偏差引入系统控制的误差传递函数，从而量化分析因控制力矩陀螺群控制指令力矩实际输出与理论计算力矩输出的差异，将误差值带入系统控制误差传递函数，最终评价系统控制精度。

相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：

本发明过程明确，CMGs主控模式下进行各级误差传递分解，从产品级、系统级分别对各误差项进行分析，通过具体控制器设计，分析误差传递关系，并最终评价系统控制精度，便于工程应用推广。本发明亦可针对误差量化分析结果对控制力矩陀螺工程研制提出反向性能约束要求，参考性强。

附图说明

图1为控制力矩陀螺产品示意图；

图2为控制力矩陀螺群五棱锥构型示意图；

图3为基于CMGs主控模式下关于CMG的系统误差分析与精度评价流程图。

具体实施方式

以下结合附图通过具体实施例对本发明作进一步的描述，这些实施例仅用于说明本发明，并不是对本发明保护范围的限制。

如图1-图3所示，本发明根据控制力矩陀螺产品级总成性能，评价产品性能对系统控制误差的贡献情况；根据系统控制力矩陀螺群控制器设计，以五棱锥构型为例，分析因系统离散化设计引入的控制误差；从系统级误差传递关系评价控制力矩陀螺工程应用精度。

本发明所提供的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法包括以下步骤：

步骤1：分析两自由度控制力矩陀螺产品总成精度所引入的输入误差，为产品级输入性误差。

计算控制力矩陀螺群各控制力矩陀螺外框架转速产生的合成陀螺力矩因控制力矩陀螺外框架零位误差、外框架转角误差、外框架转速误差和内框架转速误差引入的输入误差。

两自由度控制力矩陀螺自身引入的产品输出误差，主要为控制力矩陀螺外框架零位误差，外框架转角误差、外框架转速误差和内框架转速误差。其中，外框架零位误差影响CMGs主控模式下力矩输出精度；外框架转角误差、外框架转速误差和内框架转速误差主要为量化误差引起，主要考虑产品量化误差的最小颗粒度对CMGs主控模式下力矩输出精度的影响。

步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的系统级控制误差。

基于控制力矩陀螺群主控模式下系统设计，通过控制力矩陀螺群构型设计、控制力矩陀螺群安装误差以及因系统控制周期引入的误差项，分析因系统离散化设计引入的控制误差。

步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。

通过绘制系统控制结构图，计算系统控制传递函数，获取因控制指令力矩偏差引入系统控制的误差传递函数，从而量化分析因控制力矩陀螺群控制指令力矩实际输出与理论计算力矩输出的差异，将误差值带入系统控制误差传递函数，最终评价系统控制精度。

为了具体描述CMGs主控模式下CMG误差传递，定义了控制力矩陀螺产品级总成指标和系统级离散化特征指标，具体步骤实施如下：

单框架双自由度控制力矩陀螺通过对大小恒定的角动量进行矢量指向控制，利用外框的转动与卫星的角动量进行快速交换，从而实现对航天器的姿态控制。

控制力矩陀螺产品级总成性能对误差引入的贡献因素含以下方面：外框架转速速度稳定度、外框架转角控制精度、内框架固定转速动态稳定性、外框架初始零位等。

因系统离散化设计引入CMGs主控模式的误差贡献因素包含系统控制周期、CMGs与设计构型的初始偏差。

为了描述以上误差项的误差传递关系，需根据控制系统具体控制器设计及卫星特征参数等进行分析，从而量化系统误差并评价系统控制精度。

本发明以五棱锥构型的CMGs主控模式为例进行具体方案实施。

基于五棱锥构型的CMGs主控模式，系统设计采用6个控制力矩陀螺进行构型设计，其中5个CMGs的框架轴均匀地分布在张角为63.43°的锥体上，第6个CMG的框架轴平行于锥体体轴，且任一对CMGs之间的夹角β为63.43°。

设置控制力矩陀螺外框转速外框架转角δ_i和内框架角动量h_i，得到控制力矩陀螺群的合成控制力矩，计算处理如公式1：

在星体坐标系中，控制力矩陀螺群各陀螺框架转速产生的合成陀螺力矩T可以写成公式2：

公式2中C(δ)为(3×n)维矩阵，是框架角的三角函数，可以写成公式3：

C＝(Acosδ-Bsinδ) (公式3)

其中公式3中A，B安装矩阵如下，β＝63.43°。

sinδ，cosδ为框架角的正、余弦对角阵：

步骤1控制力矩陀螺综合性能的误差传递。

由于当CMG框架转角存在测量误差Δδ及初始零位偏差Δδi时，δ＝δ₀+Δδ+Δδi，i＝1,2,3,4,5,6；δ₀为外框架指令转角；Δδ+Δδi为因转角位置精度引起的力矩偏差，则实际输出力矩为公式4：

因外框架转角控制精度误差Δδ+Δδi，代入公式4，即可算出因控制力矩陀螺外框架量化误差引入的输入误差，并可根据CMG实际产品的性能指标进行量化误差评价。

因CMG外框架转速控制存在误差，当指令转速为时，实际外框转速为实际输出力矩为公式5：

公式5中，T_c为有效指令力矩，ΔT为外框架转速控制偏差引起的附加干扰力矩。由公式5，可算出因控制力矩陀螺外框架转速误差引入的输入误差，并可根据CMG实际产品的性能指标进行量化误差评价。

当动量轮角动量控制精度存在Δh_e偏差时，实际角动量变成公式6：

实际输出力矩为公式7：

其中：

当CMG动量轮角动量控制精度存在Δh_e偏差时，可根据公式7算出因控制力矩陀螺因内框动量轮转速误差引入的输入误差，并可根据CMG实际产品的性能指标进行量化误差评价。

步骤2CMGs主控模式下系统离散化设计及控制力矩陀螺群安装偏差的误差传递。

CMGs主控模式下，为满足五棱锥构型的控制力矩陀螺群控制，需要配置相应支架，且控制力矩陀螺安装在支架上或支架本身的加工精度等，必定会引入安装误差，将控制力矩陀螺群初始角度安装误差与公式1中控制矩阵A、B相关联，即矩阵A，B相应元素的角度值会有一定的初始偏差，采用初始安装偏差矩阵，修正矩阵A，B的相应元素，可将安装偏差补偿掉。

控制系统采用离散化设计，因存在控制周期，系统根据接收的上一拍控制力矩陀螺群框架转角位置信息δ₀和当前拍指令力矩信息T₀，解算并发出当前拍的指令转速下一个控制周期时，控制力矩陀螺群框架转角位置将变为：t为控制周期。此时，实际输出力矩将不等于指令力矩T₀。该力矩偏差的大小与控制力矩陀螺群力矩矩阵C在一拍周期内的变化量有关，即与框架转速相关，越小力矩偏差也越小，反之亦然。系统控制周期对系统控制精度、稳定度的影响随着控制力矩陀螺群框架角转速的减小而降低。

步骤3综合步骤1和步骤2误差分析，进行系统控制精度评价。

卫星姿态由于受空间干扰力矩作用，导致卫星姿态偏离期望的姿态，若不施加有效的控制力矩，卫星将无法回到期望的姿态，因此需要通过控制系统设计，对被控卫星施加特定的控制规律，使系统稳定在期望的状态。CMGs主控模式下，采用控制力矩陀螺群实现指令控制力矩计算，并极大可能避免系统进入奇异控制。通过绘制系统控制结构图，计算系统控制传递函数，获取因控制指令力矩偏差引入系统控制的误差传递函数，从而量化分析因控制力矩陀螺群控制指令力矩实际输出与理论计算力矩输出的差异，将误差值带入系统控制误差传递函数，最终评价系统控制精度。

以某典型二阶系统为例，控制规律采用姿态角+姿态角速度反馈的PD控制，分别获取卫星姿态精度传递函数和姿态稳定度传递函数，如公式8所示：

其中，为无阻尼自振频率，为阻尼比，I为卫星特性参数,K_p、K_d为控制器具体设计参数，s为拉普拉斯变换算子。

将步骤1和步骤2获取的常值力矩偏差ΔT_C以控制力矩陀螺产品总成最大误差作为误差极限代入公式8，可评价某典型二阶系统因控制力矩陀螺总成性能、系统离散化设计引入的控制指令力矩误差的传递特征，并最终评价误差传递对系统控制精度的最大可能影响，进而评价系统控制性能。

综上所述，本发明针对控制力矩陀螺群主控模式下的控制力矩陀螺系统进行误差分析与精度评价，可量化分析各误差项对卫星姿态控制的影响，从而评估控制力矩陀螺群主控模式下系统的姿态控制精度，符合工程应用实际。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (4)

1.一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；

步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；

步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。

2.如权利要求1所述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其特征在于，步骤1中，计算控制力矩陀螺群各控制力矩陀螺外框架转速产生的合成陀螺力矩因控制力矩陀螺外框架零位误差、外框架转角误差、外框架转速误差和内框架转速误差引入的输入误差。

3.如权利要求1所述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其特征在于，步骤2中，基于控制力矩陀螺群主控模式下系统设计，通过控制力矩陀螺群构型设计、控制力矩陀螺群安装误差以及因系统控制周期引入的误差项，分析因系统离散化设计引入的控制误差。

4.如权利要求1所述的用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，其特征在于，步骤3中，通过绘制系统控制结构图，计算系统控制传递函数，获取因控制指令力矩偏差引入系统控制的误差传递函数，从而量化分析因控制力矩陀螺群控制指令力矩实际输出与理论计算力矩输出的差异，将误差值带入系统控制误差传递函数，最终评价系统控制精度。