● 摘要
与常规姿态控制执行机构相比，磁悬浮单框架控制力矩陀螺(SGCMG)输出力矩大、体积小、重量轻、寿命长，且只消耗电能，在航天控制领域引起了广泛关注。然而，由于磁悬浮转子控制系统的带宽有限，航天器运动及框架转动会使磁悬浮转子轴的角位移和轴心跳动量显著增大，产生动框架效应。动框架效应不仅使输出力矩精度下降，严重时甚至可破坏磁悬浮系统的稳定性。为此，在国家自然科学基金支持下，本文针对采用磁悬浮单框架控制力矩陀螺的航天器，在建立姿态动力学模型的基础上，分析了航天器本体、SGCMG框架、磁悬浮转子之间的耦合关系，以对姿态控制器、操纵律的设计提供指导，具有一定的理论意义和实际应用价值。本文完成的主要工作包括：首先，建立了基于磁悬浮SGCMG的航天器姿态动力学模型，分析了航天器本体、SGCMG框架、磁悬浮转子之间的耦合影响，为磁悬浮SGCMG的进一步应用奠定了基础。第二，为抑制摩擦力矩、脉动力矩以及航天器运动引起的牵连力矩等干扰力矩对框架伺服系统控制性能的影响，设计了框架伺服系统自适应控制器，并进行了仿真验证。第三，考虑多种耦合对磁悬浮转子控制的影响，设计了“前馈补偿+交叉解耦”的磁轴承控制器，对磁悬浮转子进行稳定控制。最后，姿态控制器采用PID控制器，操纵律采用带零运动的伪逆操纵律，框架伺服系统采用自适应控制器，磁轴承控制器采用“前馈补偿+交叉解耦”的控制器，结合动力学方程，搭建仿真平台。仿真结果表明：航天器本体、SGCMG框架、磁悬浮转子之间存在着不同程度的耦合，耦合会影响磁悬浮转子系统的控制性能，尤其是框架与磁悬浮转子之间的耦合是破坏磁悬浮系统稳定性的首要因素，应用框架伺服自适应控制器可有效抑制耦合的影响。