哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一

一、实验题目
卫星姿态控制物理仿真实验
二、实验目的
1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；
2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；
3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。

三、实验任务
1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。

2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。

四、实验控制系统原理及框图
图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图
单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等
信息，通过DSP 控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。

五、控制算法及说明：
喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：
d j T T J +=θ ，()0
0θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且0
0θθ =。

喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程
0,0>-θj T
()=t T j
0,0<+θj T
式中，0j T 为()t T j 的幅值。

系统的方框图如图2所示。

图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图
研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ 构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。

图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹
图4 相平面法的DSP 实现原理图
控制算法为
0,≤+s U
=U
0,>-s U
式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。

J
M S f /21ωωθθ+-=
六、软件流程图
图6 控制软件流程图
七、实验程序：
见附一。

八、实验结果分析：
数据结果（附表二和附表三）：
根据实验数据可以知道，实验成功地实现了对卫星单轴姿态控制物理仿真的闭环控制功能，我们的理想机动角度为10°，实际的稳定角度为9.95°。

误差：9.95100.051f θθθ∆=-=-=<︒
，满足控制精度要求
相对误差：0.05100%0.5%10f e θ
θ∆==⨯=。

动态特性分析：
根据实验记录的数据我们知道：峰值角度为9.95°机动时间 5.1t s =。

波形图分析：卫星从初始姿态-0.33°开始机动，喷皮控制系统开始工作，由于一开始喷气产生的力矩比较小，姿态角缓慢地接近0°。

工作到3s 时，喷气产生的力矩比较大，姿态角上升的比较快，当机动到
5.1s 时，卫星机动结束，卫星姿态角也趋于稳定。