[发明专利]一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法

权利要求书

1.一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法，其特征在于包括下列步骤：

(1)建立航天器机动时DGMSCMG系统磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架轴和外框架轴的动力学模型分别为：

Jrrα··+Hrzβ·+Jrr(ω·ibxh+θ··g)+Hrz(ωibyh+θ·jcosθg)=pxJrrβ··-Hrzα·+Jrr(ω·ibyh+θ··gcosθg)-Hrz(ωibxh+θ·g)=pyJrrα··+Hrzβ·+Jgx(ω·ibxg+θ··g)+Jrr(ω·ibxh+θ··g)+Hrz(ωibyh+θ·jcosθg)=pgxJrrβ··cosθg-Hrzα·cosθg+Jjy(ω·ibyj+θ··j)+Jgy(ω·ibyg+θ··j)+Jrr(ω·ibyh+θ··j)-Hrz(ωibxh+θ·g)cosθg=pjy]]>

上式中分别为航天器角速度ω_ib在磁悬浮转子的内环坐标系x、y向的分量，为航天器角加速度在磁悬浮转子的内环坐标系x、y向的分量，分别为在内框架坐标系x、y向的分量，为在外框架坐标系y向的分量，θ_g为内框架转动角，和分别为内、外框架转动的角速度，和分别为内、外框架转动的角加速度，分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角速度，分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角加速度，J_rr为磁悬浮转子径向即x或y向的转动惯量，J_gx、J_gy分别为内框架x、y向的转动惯量，J_jy为外框架y向的转动惯量，H_rz为转子角动量，p_x、p_y、p_gx和p_jy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架方向的主动控制力矩；

(2)根据步骤(1)中的动力学模型，确定磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的耦合干扰力矩分别为：

Mgchx=Hrz(ωibyh+θ·jcosθg)Mgchy=-Hrz(ωibxh+θ·g)Mgcgx=Hrz(ωibyh+θ·jcosθg)Mgcjy=-Hrz(ωibxh+θ·g)cosθg]]>

和

Michx=Jrr(ω·ibxh+θ··g)Michy=Jrr(ω·ibyh+θ··jcosθg)Micgx=Jgx(ω·ibxg+θ··g)+Jrr(ω·ibxh+θ··g)Micjy=Jjy(ω·ibyj+θ··j)+Jgy(ω·ibyg+θ··j)+Jrr(ω·ibyh+θ··j)]]>

其中M_gchx、M_gchy、M_gcgx、M_gcjy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的陀螺耦合力矩，M_ichx、M_ichy、M_icgx、M_icjy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的惯性耦合力矩；

(3)利用DGMSCMG的控制系统补偿DGMSCMG系统的耦合干扰力矩，实现航天器机动时DGMSCMG系统的控制。

2.根据权利要求1所述的航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法，其特征在于：所述步骤(3)利用DGMSCMG的控制系统补偿DGMSCMG系统的耦合干扰力矩，得到磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架各控制单元中的陀螺力矩补偿量和惯性力矩补偿量分别为：

uαb=Hrz(ωibyh+(u·θj/kθj)cos(uθg/kθg))/kirkwruβb=-Hrz(ωibxh+u·θg/kθg)/kirkwruθgb=Hrz(ωibyh+(u·θj/kθj)cos(uθg/kθg))/kigkwguθjb=-Hrz(ωibxh+u·θg/kθg)cos(uθg/kθg)/kijkwj]]>

和

uαf=Jrr(ω·ibxh+ω·gr)/kirkwruβf=Jrr(ω·ibyh+ω·jrcosuθgs/kθg)/kirkwruθgf=(Jgx(ω·ibxg+ω·gr)+Jrr(ω·ibxh+ω·gr))/kigkwguθjf=(Jjy(ω·ibyj+ω·jr)+Jgy(ω·ibyg+ω·jr)+Jrr(ω·ibyh+ω·jr))/kijkwj]]>

其中和分别为姿控计算机给定的内、外框角速率微分值，和分别为内、外框架控制单元中角位移传感器输出的位移信号，和分别为和的微分，和分别为内、外框角位移传感器的灵敏度，k_ir和k_wr分别为磁轴承电流刚度和磁轴承功放的电流放大倍数，k_ig和k_wg分别为内框力矩电机的力矩系数和内框功放的电流放大倍数，k_ij和k_wj分别为外框力矩电机的力矩系数和外框功放的电流放大倍数。