控制力矩陀螺

摘要： 为了增加控制力矩陀螺的输出力矩,改善其控制作用,将采用两个单框架控制力矩陀螺并列分布的方式。依据力矩试验台架,在不同转子转速数值的不同框架角速度值下进行试验;并对两轮车侧倾自平衡进行控制试验;结果表明了两轮车侧倾15°的自平衡有着较好的控制效果。研究表明这种并列方式的陀螺能够改变角动量和增大输出力矩,对控制力矩陀螺的研究有着重要的研究意义。

摘要： 控制力矩陀螺(CMG)是航天器姿态控制的执行器,内含高速转子,是航天器上重要的振动及噪声源。对某舱外安装CMG的载人航天器密封舱开展噪声测试,发现噪声总声级过大且主要为与CMG工频及2倍频对应的单频噪声。对CMG进行隔振处理并对隔振系统特性进行分析,发现隔振措施使工频扰振力输出显著减小,但在2倍频处隔振效果弱于工频处,其原因在于受到CMG弹性的影响。载人密封舱振动噪声耦合分析表明隔振措施使密封舱薄壁振动的幅值及范围大幅减小,从而降低密封舱噪声。在安装隔振器的载人密封舱进行验证试验,隔振系统固有频率实测值与仿真结果吻合较好,CMG工频处噪声降幅达18 dB~21 dB,2倍频噪声降幅达2 dB~7 dB,与分析结果基本一致。

摘要： 多孔聚酰亚胺材料在航天领域有着非常广泛的应用,而保持架作为典型的零件,在控制力矩陀螺高速轴承组件中有着很重要的地位和作用。本文阐述了利用万能转台在线检测保持架等分兜孔角度的检测方法,并分析了测得值的不确定度。经实验验证,该测量方法准确有效,具有操作简单、提高测量效率的优点,可以推广使用。

摘要： 针对传统分析方法将转子系统、框架系统分离而存在的不足,提出控制力矩陀螺转子-框架耦合系统动力学分析方法,利用ABAQUS建立转子、框架及耦合系统有限元模型,对转子、框架、耦合系统进行模态分析和谐响应分析,揭示转子、框架、耦合系统模态特性和谐响应规律。结果表明:与单独分析转子、框架相比,转子-框架耦合系统动力学特性的分析结果有较大差异,通过转子-框架耦合系统分析可有效筛选系统共振点;转子、框架、转子-框架耦合系统谐响应“峰值”频率与模态频率并不完全对应,且各阶“峰值”大小不同,这与振动参与系数有关,合理设计振动参与系数可有效提升系统优化设计准确性。所得结果可为控制力矩陀螺优化设计提供理论参考。

摘要： 为解决手工焊接效率低、焊缝质量差、焊缝力学性能和气密性差等问题,研发一种四坐标轴的控制力矩陀螺随形焊接装置,以适应圆形和非圆形外壳与框架的拼焊。设计随形焊接装置的机械结构,搭建钎焊执行机构,研发随形焊接装置的控制系统,并进行焊接试验与性能测试。结果表明:所研发的随形焊接装置可以完全满足控制力矩陀螺外壳与框架的密封焊接要求,工作效率高、焊缝表面均匀美观、焊接过程温升小、壳体内部零件不会损坏,并且焊缝的力学性能和气密性与手工焊接相比均显著提高。

摘要： 针对超声电机驱动的控制力矩陀螺框架伺服系统具有强非线性、参数摄动和多源扰动力矩等问题,在系统建模和分析的基础上,采用了一种混合积分滑模变结构控制器,在保证框架速度控制快速响应的同时,提高了系统在多源强耦合扰动力矩下的鲁棒性。针对滑模抖振问题,引入了一种滑模观测器补偿框架系统的多源扰动力矩,减小系统不确定项的影响,进而减小滑模切换增益,达到抑制抖振的目的。仿真和实验结果表明,提出的控制力矩陀螺框架速度控制策略可有效抑制滑模控制系统的抖振现象,在多源扰动力矩的影响下,框架系统具有较强的鲁棒性。

摘要： 为了隔离卫星主要振源控制力矩陀螺的微振动,给航天器有效载荷提供超静工作环境,基于松弛型阻尼器,设计了控制力矩陀螺六自由度微振动抑制装置,完成了隔振平台的动力学建模和实验研究.使用牛顿-欧拉法建立了微振动抑制装置的动力学模型,分析了微振动抑制装置在基础激励下的频域特性和隔振系统的耦合特性;搭建了微振动抑制装置实验平台,并且进行了垂向隔振实验,给岀了激励幅值对隔振系统隔振性能影响的实验研究.结果表明,实验和理论结果吻合,采取的松弛型阻尼器,能够使隔振系统在共振频率附近放大不超过10 dB,并在控制力矩陀螺主频振动处减振效果超过30 dB,微振动抑制装置可以有效隔离控制力矩陀螺在轨运行期间产生的微振动.

摘要： 本文设计了一种可同时模拟真空热环境和CMG与航天器角动量交换工况的试验设备,提出了模拟在轨真空环境下温度、CMG框架转速、航天器转速3种应力的工作态试验方法,给出了适用于神经网络的CMG运行状态定量表达方法,利用少量试验数据和神经网络方法对工作极限转速矩阵、失效边界、失效边界域进行预测,分析了经验样本对预测结果的影响,以及各应力对其他应力工作域的耦合影响,并给出了预测结果的可信度分析方法.研究结果表明,所提出的方法可以更真实模拟CMG在轨工作状态的同时显著节省试验经费和时间,并具有较高的预测准确性和多应力工作场景适应性,对Ⅰ和Ⅱ两类训练数据集分别获得100％和98.8％的预测正确率,给出了仅凭试验数据无法得到的55°C下的转速失效边界,并且可以内化试验数据背后的工程经验.

摘要： 针对故障后仅剩两单框架控制力矩陀螺(SGCMG)可工作的对地定向三轴稳定卫星姿态控制问题进行了研究,提出了2-SGCMGs系统与磁力矩组合的混合控制策略及方法,以克服两SGCMG欠驱动控制的鲁棒性问题.首先,给出2-SGCMGs零动量方式的标称框架角构型选择计算过程.然后,结合标称框架角构型,构造了一种不同于沿传统体轴的新型控制标架,将三维控制力矩指令空间分解为由SGCMG与磁力矩器分别控制执行的两正交子空间,实现对力矩输出特性差异较大的该两类执行机构的控制解耦,进而对不同子空间控制指令给出2-SGCMGs系统框架角速度指令及含磁卸载在内的磁力矩器磁矩指令的求解算法.最后,针对存在外界扰动的卫星对象,由数学仿真验证了所提出策略及方法的有效性,实现了姿态误差小于0.05°且稳定度优于0.0005°/s的控制性能,可满足一般高分辨率对地遥感卫星控制需求.

摘要： 广泛用于航天领域的单框架控制力矩陀螺,具有力矩放大效应的优点,其理论基础为有假设条件的力矩放大原理.本文不局限于这些假设,不限定工况,解析单框架控制力矩陀螺的输出特性.考虑安装基座的运动,得到具有两维输入三维输出的单框架控制力矩陀螺力矩输出模型,提出将输出力矩分解为可调控与不可调控两部分.为分析单框架控制力矩陀螺的输出特性,定义两个参数,分别为输出输入力矩比和输出力矩利用率.研究发现,单框架控制力矩陀螺不恒有力矩放大效应,也不恒有高效的力矩利用率,两者与其状态密切相关.最后,以含两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动任务为例,对非对角奇异鲁棒操纵控制和优化控制进行仿真,检验了单框架控制力矩陀螺输出特性对控制效果的影响.同时,根据单框架控制力矩陀螺的三维输出特性,借助一个单框架控制力矩陀螺的优化控制,实现了航天器的三轴姿态机动.仿真结果显示,在优化控制过程中,单框架控制力矩陀螺始终具有力矩放大效应和高效的力矩利用率.

摘要： 本文提出了一种基于松弛型液体阻尼隔振器的卫星控制力矩陀螺(CMG)六自由度隔振系统.所使用的松弛型液体阻尼隔振器较典型的两参数隔振器具有共振大阻尼,高频小阻尼的特性,可同时兼顾共振峰抑制和高频衰减效果.应用Newton-Euler法建立了该Stewart型隔振系统的运动学和动力学方程,并对动力学方程进行数值求解.分析了Stewart隔振平台在基础激励下的时域特性和频域特性,研究了不同参数对隔振平台响应和传递率的影响,验证了Stewart隔振平台的耦合特性和隔振性能.仿真结果表明,Stewart隔振系统可以有效抑制CMG在轨运行期间产生的微振动,隔振系统在共振频率附近放大不超过10dB,而在高频表现良好的隔振效果,其中控制力矩陀螺100Hz主频振动处衰减超过30dB.

摘要： 许多对地遥感卫星需要实现快速姿态机动以及多区域快速重访能力,需要配备大动量矩控制力矩陀螺作为姿轨控系统的执行部件.然而,控制力矩陀螺转速高,引起的微振动会严重恶化遥感器的在轨工作环境,导致遥感器成像能力下降,从而影响卫星观测分辨率.因此,必须考虑对控制力矩陀螺进行微振动控制.同时,火箭发射时的大量级振动会对控制力矩陀螺隔振装置产生基础激励,会造成控制力矩陀螺较大放大倍数.本文通过引入非线性刚度,同时考虑发射段基础激励的大振动和在轨段力激励小扰动模型,对控制力矩陀螺非线性隔振装置进行了设计,并对非线性刚度进行了优化.研究结果表明,所设计的非线性隔振装置可将发射时的控制力矩陀螺响应放大倍数控制在10倍以下,并且在轨微振动衰减能力达到90％以上,装置具有良好的发射段响应控制和在轨段的微振动隔离能力,满足卫星使用要求.

摘要： 控制力矩陀螺零重力卸载机构用于控制力矩陀螺的地面试验中,消除重力对机构测试的影响.本文使用位置敏感传感器测试重力卸载前后结构关键点的位置,经比较、计算得出控制力矩陀螺零重力卸载机构的位移卸载精度.

摘要： 控制力矩陀螺(以下简称CMG)是一种重要的星上部件,可以提供精确的控制力与力矩来调整卫星姿态.但同时CMG在运行中也会产生微幅扰振从而影响卫星一些关键性能.为了明确其扰振特性,本实验使用六分量测力台对CMG在不同框架角下稳态运行时产生的扰振力与力矩进行了测试分析.实验结果显示,CMG的扰振主要分布在基频158.3Hz及其倍频上,同时当转子垂直于安装面时扰振最为剧烈.

摘要： 高分辨率对地观测卫星的姿态控制系统通常采用控制力矩陀螺作为它的执行机构，本文在控制力矩陀螺力学试验时振动载荷传递至高速组件的传递路径上，即连接支架上施加颗粒阻尼器，考察颗粒阻尼器工程应用的减振效果。为探索颗粒阻尼减振技术在正弦扫频和随机振动两种典型激励条件下的减振效果,以小型控制力矩陀螺连接支架为研究对象,考虑了安装位置、阻尼器空腔尺寸、填充材料等影响因素,设计了颗粒阻尼器,并开展了验证试验.试验结果表明,颗粒阻尼器在正弦扫频和随机振动激励条件下有较好的减振效果,在开展的试验中扫频试验峰值衰减90％、随机振动试验峰值衰减76.89％.

摘要： 控制力矩陀螺(CMG)是卫星姿控系统的关键执行机构,其中的重要零件是机座.机座为短轴线、长跨距结构的双孔零件,两孔的同轴度直接影响CMG的整机性能和在轨使用寿命.本文针对该结构特点的机座,分别采用单基准测量评价和公共轴线评价,根据实际使用情况,改进了机座的形位公差图纸设计要求,提出了平行度、垂直度要求与轴线-公共轴线基准多方位评价方法,实际装配和性能测试情况表明:该方法测量数据可靠,满足CMG的装配要求和高速转子系统的旋转精度.

摘要： 将控制力矩陀螺(CMG)用于控制水下航行体姿态,具有输出力矩大且连续平滑、装置于航行体内部且不依赖于流体运动等诸多优点.本文研究了基于控制力矩陀螺群(CMGs)的水下航行体姿态控制原理.分别详细设计无刷直流电机驱动电路和直流力矩电机驱动电路.采用单片机控制器作为下位机分别单独控制各组CMG驱动电机.在完成调试的基础上进行了相关航行体姿态控制试验.试验结果表明,所设计控制系统可以有效地控制CMGs以控制航行体姿态,满足水下航行体姿态控制需求.

摘要： 采用隔振器是抑制卫星高频振动的主要途径,但是隔振器在共振区会产生共振,设计中共振区衰减和高频衰减的矛盾难以解决.本文在控制力矩陀螺群和星体之间安装了由隔振器和吸振器组成的减振平台,对含有控制力矩陀螺群和减振平台的整星建立了动力学模型;求导隔振器的传递函数,进行了三重和四重吸振器的优化设计;最后提出了既能满足减振要求又能保证姿态控制系统稳定的参数设计方案,数值仿真表明联合减振系统设计达到预期的效果.

摘要： 为提升成像质量,新一代遥感卫星平台开始采用基于被动隔振的CMG(控制力矩陀螺)群隔振系统,与此同时发射段CMG响应控制成为难点.本文给出了一种基于非线性阻尼的遥感卫星CMG群隔振系统,通过流体阻尼器的非线性阻尼效应,发射段高阻尼输出实现对CMG群响应的有效抑制,在轨段低阻尼输出实现对CMG群扰动力的高效隔振.基于幂率流体理论建立了阻尼器流体阻尼模型,解释了阻尼器阻尼输出随载荷输入非线性效应的产生机理.通过不同量级输入下CMG群系统的响应,验证了隔振系统的非线性阻尼效应和隔振效果.

摘要： 在低转速下,测速分辨率是影响航天器控制力矩陀螺(CMG)框架控制精度的重要因素.本文首先分析了测速分辨率对框架低速控制的影响,并分别从硬件和算法两方面提出了改进方法来提高框架伺服系统的测速分辨率.利用SIMULINK对所提的方法进行仿真,仿真结果证明了所提方法的理论可行性.

摘要： 本发明公开了一种控制力矩陀螺、具有该控制力矩陀螺的控制力矩陀螺仪及具有该控制力矩陀螺仪的行驶装置。本发明提供的控制力矩陀螺包括驱动装置和陀螺盘，驱动装置驱动陀螺盘沿其旋转轴转动，陀螺盘包括主盘体和位于主盘体上的至少两个副盘体，副盘体沿陀螺盘的周向均布，且其自转轴转动，自转轴与旋转轴的法面相交，副盘体在旋转轴方向的角速度分量的方向与主盘体的角速度方向一致，具有陀螺盘整体尺寸紧凑，体积小而动量矩大的优点。

摘要： 一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法，步骤：(1)首先建立控制力矩陀螺群的动力学模型；(2)构造奇异回避操纵律算法和确定控制力矩陀螺群接近奇异区域的距离阈值d 1和阈值d 2；(3)对控制力矩陀螺群的动力学模型进行奇异性判断，计算控制力矩陀螺群奇异度量值D，如果D＞d 1则控制力矩陀螺群的操纵律直接用伪逆操纵律算法，如果d 2＜D＜d 1，则减小参数λ的调节幅度，如果0＜D＜d 2，则增大参数λ的调节幅度；(4)计算控制力矩陀螺群各个控制力矩陀螺的框架角速率值；(5)将所述的框架角速率积分计算得到框架角位置输入给步骤(1)进行循环计算，并根据框架角速率值驱动控制力矩陀螺群输出力矩给卫星。

摘要： 本发明公开了一种控制力矩陀螺输出力矩的预示方法，包括：采用理论分析和数值仿真相结合的方式，考虑控制力矩陀螺CMG(control moment gyros)高速转子微振动的输出力矩模型，明确高速转子微振动源与输出力矩的耦合传递特性，定量揭示关键设计参数对整机输出力矩的影响规律，最后通过试验验证，理论计算干扰频率的误差小于5％，并为整机输出力矩干扰成分的优化提供理论依据。

摘要： 本发明涉及一种航天器姿控测试系统由敏感器模拟器、执行机构模拟器、前置站、外系统等效器和数据显示及存储系统组成。其中前置站负责动力学计算并输出敏感器模拟器激励信号；执行机构模拟器中的静态控制力矩陀螺模拟器通过采用静态力矩测量台测量控制力矩陀螺产生的真实力矩并将其引入动力学计算。静态力矩测量台由底座、台面、四个成对称十字分布的二维力传感器和一个万向节构成，用于测量固定在其上台面的控制力矩陀螺的输出力矩。本发明能够使GNC系统的控制算法得以更真实有效的验证，而相比于半物理仿真和全物理仿真实验，该方法简单易行、成本极低。

摘要： 一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法，首先采集控制力矩陀螺群框架角向量，进而计算控制力矩陀螺运动方程的雅克比矩阵、奇异度量值、指令力矩矢量调节系数，然后根据姿态控制器给出的控制力矩指令得到控制力矩指令调节矢量、零运动奇异规避强度系数，最后根据控制力矩指令调节矢量、零运动奇异规避强度系数得到控制力矩陀螺框架角速度指令向量来控制力矩陀螺框架角速度。本发明克服了在框架“锁死”时力矩指令与其特定方向重合而无法脱离的情况，解决了在现有技术在奇异规避过程中所存在的框架角“锁死”问题，实现了对控制力矩陀螺奇异的有效规避。

摘要： 本发明提供一种高精度控制力矩陀螺力矩输出的测量装置及其测量方法，装置包括双轴气浮台本体、卸荷机构、质心调节机构和三个力矩测量机构；所述的双轴气浮台本体包括主台面和辅助台面，辅助台面的下表面还安装有配重块，所述的三个力矩测量机构安装于成120°分布安装在辅助台面的上表面，质心调节机构安装于辅助台面上、下表面，卸荷机构安装于辅助台面的下表面，该方法分为调平衡阶段与测量阶段，调平衡阶段分为粗调平衡与细调平衡阶段。本发明以双轴气浮台为测量平台，用以隔离外部力矩干扰，提高测量精度，装置结构简单，易于实现。经验证该装置力矩测量精度优于0.01Nm，且测试效率高。

摘要： 本发明公开了一种控制力矩陀螺、具有该控制力矩陀螺的控制力矩陀螺仪及具有该控制力矩陀螺仪的行驶装置。本发明提供的控制力矩陀螺包括驱动装置和陀螺盘，驱动装置驱动陀螺盘沿其旋转轴转动，陀螺盘包括主盘体和位于主盘体上的至少两个副盘体，副盘体沿陀螺盘的周向均布，且其自转轴转动，自转轴与旋转轴的法面相交，副盘体在旋转轴方向的角速度分量的方向与主盘体的角速度方向一致，具有陀螺盘整体尺寸紧凑，体积小而动量矩大的优点。

摘要： 一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法，步骤：(1)首先建立控制力矩陀螺群的动力学模型；(2)构造奇异回避操纵律算法和确定控制力矩陀螺群接近奇异区域的距离阈值d1和阈值d2，(3)对控制力矩陀螺群的动力学模型进行奇异性判断，计算控制力矩陀螺群奇异度量值D，如果D＞d1则控制力矩陀螺群的操纵律直接用伪逆操纵律算法，如果d2＜D＜d1，则减小参数λ的调节幅度，如果0＜D＜d2，则增大参数λ的调节幅度；(4)计算控制力矩陀螺群各个控制力矩陀螺的框架角速率值；(5)将所述的框架角速率积分计算得到框架角位置输入给步骤(1)进行循环计算，并根据框架角速率值驱动控制力矩陀螺群输出力矩给卫星。

摘要： 一种双框架控制力矩陀螺平台系统及力矩测试方法，属于控制力矩陀螺技术领域，包括支撑架组件、框架角度测量系统、金字塔式基座、控制力矩陀螺群以及控制系统，支撑架组件包括门型框架、立柱底座、横轴固定座以及桌面，所述桌面为平面结构；框架角度测量系统包括Y轴框架、Y轴固定轴以及弹簧测力器，金字塔式基座包括斜角连接板和塔座底板，控制力矩陀螺群包括两个单框架控制力矩陀螺，每个单框架控制力矩陀螺通过斜角连接板固定设置在塔座底板上。本发明可以有效模拟微型控制力矩陀螺组合体在轨工作的实际力学工况,对产品的性能,极限能力进行直接测试。

摘要： 本发明公开了一种控制力矩陀螺输出力矩的预示方法，包括：采用理论分析和数值仿真相结合的方式，考虑控制力矩陀螺CMG(control moment gyros)高速转子微振动的输出力矩模型，明确高速转子微振动源与输出力矩的耦合传递特性，定量揭示关键设计参数对整机输出力矩的影响规律，最后通过试验验证，理论计算干扰频率的误差小于5％，并为整机输出力矩干扰成分的优化提供理论依据。