[发明专利]悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法

摘要

本发明悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法给出了由模拟航天器、无约束悬挂装置、缓冲装置、传感测量单元、Z向模组、Y向模组、X向模组以及执行控制单元构成的六自由度微重力环境模拟系统，基于其工作原理建立坐标系，应用拉格朗日方程对系统进行建模，基于拉格朗日模型，提出了抗干扰、鲁棒性好且模拟精度高的悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法，从而模拟出月球、火星等与地球重力不同的环境或太空中的微重力环境，保证航天器地面试验验证时的环境与其工作环境相同。

主权项

1.悬挂式六自由度微重力环境模拟系统终端滑模控制方法，其特征是：悬挂式六自由度微重力环境模拟系统由模拟航天器、无约束悬挂装置、缓冲装置、传感测量单元、Z向模组、Y向模组、X向模组以及执行控制单元构成，X向模组与Y向模组构成水平随动单元，可跟踪航天器的水平运动，Z向模组与缓冲装置构成竖向主动补偿单元，用以根据需求部分或完全补偿航天器的重力，Z向模组由齿轮齿条传动，缓冲装置包含弹簧，传感测量单元包括无线倾角传感器与张力传感器，可测量航天器的水平运动以及竖向主动补偿单元张力的变化，无约束悬挂装置可保证航天器滚转、偏航与俯仰运动，执行控制单元包括主控板、驱动器与X向电机、Y向电机与Z向电机，可根据传感测量单元的信息控制X向模组、Y向模组与Z向模组的运动；其简化模型为M_m为系统参数矩阵，C系统耦合项，G势能相关项，F₁系统控制输入，F₂模拟航天器驱动输入视为系统干扰；M_m＝M₂‑M₁M₂^‑TM₃,C＝C₂‑M₁M₂^‑TC₄,G＝G₁‑M₁M₂^‑TG₂；m＝0.5m₁+m₂+M,η_x＝ρ(M+m_0x),η_y＝ρ(M+m_0y)，ρ＝1/M,d＝l+l₀+l₁,η＝ρm,η₂＝ρ(m₂+M),ζ＝k/M，m₁、m₂与m₀分别为齿轮、齿条与水平随动单元及其负载的质量，m₀可细分为m_0x与m_0y，分别表示沿x、y轴的等效平移质量，即X向模组负载与Y向模组负载，模拟航天器的质量为M，T_x为Z向电机作用在齿轮上的力矩，F_x,F_y分别为X向电机与Y向电机作用在X向模组与Y向模组上的等效力，F_4x,F_4y,F_4z为作用在模拟航天器上的力，定义在系统平衡位置时即缓冲装置上的力等于模拟航天器的重力时，弹簧伸长量为0，且弹簧为轻质弹簧，原长l₀，形变量为l，刚度系数为k，l₁＝Mg/k，为装载模拟航天器后弹簧的变化量，R为齿轮半径，α为齿轮转动的角度，逆时针为正，O点为m₀的质心，其在静态坐标Q‑XYZ中的坐标为(x,y,0),g为重力加速度；系统模型可改写为x₁＝q＝q₂,u＝F＝F₁；控制目标为x_d1＝[l_d,0,0]^T，e＝x₁‑x_d1，选择为滑模面，s＝[s₁,s₂,s₃]^T,α＝diag(α₁,α₂,α₃),β＝diag(β₁,β₂,β₃)，1＜γ₁,γ₂,γ₃＜2，设定γ＝γ₁＝γ₂＝γ₃,α,β,γ均为滑模面参数，l^d＝(Mg‑f(t)Mg)/k,f(t)为时间函数，根据航天器实际工作所处的环境设定为常值或者随时间变化的函数；TSM控制器设计为u＝u_c+u_e+u_du_c＝G₁u_d＝‑(ψ^Tb(x))^‑1λ(s./(|s|+ε))ε为任意小的正数，ψ＝[α,β]^T,λ＝diag(λ₁,λ₂,λ₃)，λ为控制器设计参数。