[发明专利]一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法

说明书

本发明涉及一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法。首先，建立控制力矩陀螺框架系统的标称模型；其次建立挠性支撑干扰在控制力矩陀螺框架轴引入的转动模态与框架系统产生并联耦合后的传递函数，分析挠性支撑干扰的频率分布；再次根据挠性支撑干扰频率分布特点，选取混合灵敏度加权函数，设计H_∞控制器对挠性支撑干扰进行抑制；然后设计频域干扰观测器，对摩擦力矩、齿槽力矩、陀螺力矩、空间环境干扰进行补偿；最后将H_∞控制器与频域干扰观测器进行复合，从而完成一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法。本发明通过回路整形优化设计H_∞控制器对挠性支撑干扰进行抑制并利用频域干扰观测器对低频扰动进行补偿，实现控制力矩陀螺框架系统高精度控制。

技术领域

本发明属于伺服系统控制领域，具体涉及一种控制力矩陀螺(CMG,controlmoment gyroscope)框架系统干扰抑制控制方法。

背景技术

控制力矩陀螺作为航天器姿态控制的一种执行器，具有输出力矩大(可达数百甚至数千牛米)、连续可调、能效比高、不消耗燃料、无污染的优点是新一代快速机动、高精高稳航天器平台的首要选择。相比飞轮，输出力矩是飞轮两个数量级以上；相比喷气推进器，CMG只消耗电能、不消耗燃料、寿命长。采用CMG作为执行机构，航天器可以实现快速、大范围、长时间姿态机动，目前已经成功应用于Skylab、国际空间站、天宫系列航天器等大型航天器和WordView系列对地成像卫星、Pleiades光学传感卫星等敏捷高机动卫星。

控制力矩陀螺通常由具有大角动量的高速转子和一个或两个低速框架系统组成。通过框架旋转迫使角动量的方向发生改变产生陀螺力矩用于航天器的姿态控制。所以，航天器高精度姿态控制的关键任务是提高的控制力矩陀螺输出力矩精度，这很大程度上取决于控制力矩陀螺框架系统的速度控制精度。另外，航天器一般采用多台控制力矩陀螺作为执行机构，为了避免控制力矩陀螺之间的相互耦合影响，一般采用挠性隔振装置支撑每台控制力矩陀螺，挠性隔振支撑装置在控制力矩陀螺激励源的作用下会产生运动形变，从而改变转子系统角动量矢量方向，具有结构模态频率高、阻尼低、与控制系统耦合等特点，严重阻碍控制力矩陀螺框架系统高性能速度控制。所以，一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法是一项关键技术。

目前，针对控制力矩陀螺框架系统干扰抑制问题，国内外专家学者提出很多控制方法，文章《双框架控制力矩陀螺框架系统的扰动观测及抑制》将框架系统所遭受的内外框架间的耦合力矩、非线性摩擦和未建模动态视为一类集总干扰，利用非线性级联扩张状态观测器对集总干扰并通过滑模控制从系统输出通道中消除集总干扰的影响，增强了框架系统的干扰抑制能力。但该论文只考虑了低频扰动的影响，未考虑挠性支撑干扰对框架系统的影响。专利申请号CN201310303492.7提出了一种控制力矩陀螺框架扰动抑制方法，该专利通过滑模控制对框架所受干扰进行抑制，一定程度上提高框架系统的干扰抑制能力，但是滑模控制器中的非线性切换项会带来一定的抖振问题，且此专利未考虑挠性支撑对框架系统的影响。综上所述，现有方法无法解决CMG框架系统实际工作中面对考虑挠性支撑的高精度控制问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：针对CMG框架系统实际工作过程中挠性支撑干扰的影响造成速度调节精度低的问题，提供一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法，设计H_∞控制器对挠性支撑干扰并利用频域干扰观测器消除低频干扰对框架系统的影响，提高控制力矩陀螺框架系统速度调节精度，从而保障航天器高精度姿态控制，该方法具有结构可剪裁、抗干扰能力强、工程实用性强等优点。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种控制力矩陀螺框架系统挠性支撑干扰抑制方法。具体包括以下步骤：

第一步，根据控制力矩陀螺框架系统转速输出量与电流输入量之间的动力学关系建立框架系统标称模型；

第二步，建立挠性支撑干扰在控制力矩陀螺框架轴引入的转动模态与框架系统产生并联耦合后的传递函数，分析挠性支撑干扰的频率分布；