[发明专利]一种三轴气浮台的联合执行机构控制方法

说明书

本发明公开了一种三轴气浮台的联合执行机构控制方法，联合执行机构包括反作用飞轮和冷气推力器；控制过程分为三个阶段，第一阶段为气浮台快速机动阶段，通过冷气推力器输出厘牛级力矩实现气浮台快速机动；第二阶段为接近目标姿态阶段，此时气浮台姿态角已接近目标姿态角，选择冷气推力器和反作用飞轮同时作为执行机构；第三阶段为高精度控制阶段，通过反作用飞轮输出的毫牛级力矩实现气浮台高精度控制，同时为避免飞轮饱和还设计了飞轮卸载环节。本发明首次将气浮台大角度机动、联合执行机构、控制时间、控制精度四者综合考虑，根据误差姿态角的大小，将气浮台的不同控制阶段细化，能够实现三轴气浮台的大角度快速机动与高精度控制。

技术领域

本发明属于航天器地面半物理仿真技术领域，尤其涉及一种三轴气浮台的联合执行机构控制方法。

背景技术

航天器造价高昂且入轨后不易维修，三轴气浮台作为重要的航天器地面半物理仿真设备，可以对航天器的关键技术进行验证，同时可以对航天器入轨后所需要执行的任务提前进行可行性验证。

三轴气浮台的姿态执行机构是实现控制目的的关键设备，包括反作用飞轮和冷气推力器。传统的三轴气浮台联合执行机构仅是将两者简单结合，没有根据反作用飞轮和冷气推力器各自的特点进行系统的分析。显然，这种传统的气浮台联合执行机构设计无法实现对航天器大角度机动的仿真验证。目前，国内外尚未有关于三轴气浮台大角度机动下的联合执行机构研究。

发明内容

发明目的：针对现有技术存在的问题，本发明的目的是提供一种大角度机动下的三轴气浮台的联合执行机构控制方法。

技术方案：本发明所述的一种三轴气浮台的联合执行机构控制方法，所述联合执行机构包括反作用飞轮和冷气推力器，包括如下步骤：

(1)目标姿态角输入与误差姿态角计算：定义目标姿态角为η，当前姿态角为δ，误差姿态角μ＝|η-δ|；定义反作用飞轮最高控制精度为α，冷气推力器最高控制精度为β；

(2)当误差姿态角大于冷气推力器最高控制精度10倍以上，即μ＞10×β时，控制器将气浮台期望角速度自动设置为3～5deg/s，选择冷气推力器进行控制，冷气推力器输出厘力级力矩，三轴气浮台实现快速机动；

(3)当误差姿态角大于冷气推力器最高控制精度，且小于5倍的冷气推力器最高控制精度，即β＜μ＜5×β时，控制器将气浮台期望角速度自动设置为1～2deg/s，冷气推力器和反作用飞轮共同控制；

(4)当误差姿态角处于冷气推力器最高控制精度与反作用飞轮最高控制精度之间，即α＜μ≤β时，选择反作用飞轮进行控制，反作用飞轮输出毫牛级力矩，直至误差姿态角μ≤α；

(5)气浮台姿态信息返回；

(6)联合执行机构结束本周期工作，进入下一个控制周期。

进一步的，步骤(4)和步骤(5)之间，还包括飞轮卸载环节，具体步骤如下：

进行反作用飞轮转速饱和判断：当反作用飞轮转速饱和时，通过冷气推力器对反作用飞轮进行卸载，反之，将气浮台姿态信息返回。

优选的，所述反作用飞轮的参数设置如下：

定义反作用飞轮最大转速为k，单位r/min；设置飞轮转速绝对值时，通过冷气推力器对反作用飞轮进行卸载，直至飞轮转速绝对值时停止卸载。

进一步的，所述三轴气浮台包括：

姿态控制系统，由联合执行机构和控制器组成；所述联合执行机构包括反作用飞轮、冷气推力器；所述控制器用于控制指令计算与数据分析处理；

姿态测量系统，包括多种姿态敏感器；所述姿态敏感器包括陀螺、倾角计、视觉测量系统；所述视觉测量系统以非接触方式对气浮平台的姿态进行测量，并将数据提供给控制器；