[发明专利]一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法

摘要

一种航天器机动时双框架磁悬浮控制力矩陀螺(Double gimbal magnetically suspended control moment gyroscope，DGMSCMG)系统的力矩补偿控制方法，建立航天器机动时的DGMSCMG系统的磁悬浮转子、内框架及外框架动力学模型，设计一种力矩补偿控制方法消除各单体动力学模型中的耦合干扰力矩项，保障航天器机动时DGMSCMG系统的耦合干扰力矩得以补偿，并实现DGMSCMG系统的稳定性控制，提高航天器姿态控制的稳定性及精度。本发明可有效消除航天器机动时DGMSCMG系统的耦合干扰力矩，保障DGMSCMG系统的稳定性控制，进而实现航天器姿态控制的稳定性及精度。

主权项

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。