SimuLink卫星姿态控制_运动学模块的建立
四元数姿态运动学方程：（见《基于星敏感器角速度估计的陀螺故障诊断》）
()b b b b b b o
o o ob o ib o io 11C 22
?
=?=?-Q Q w Q w w 其中b
o Q 表示星体坐标系b 相对于轨道坐标系o 的姿态四元数在体坐标系b 中的投影（在星
体坐标系中轨道坐标系o 转到与星体坐标系b 重合（与后面的姿态坐标转换矩阵对应）所
需的姿态四元数）；?表示四元数乘法；b ob w 表示星体坐标系b 相对于轨道坐标系o 的角速度在b 坐标系中的投影；b ib w 表示体坐标系b 相对于惯性坐标系i 的角速度在b 坐标系中的投影，由动力学模块给出；b o C 表示o 系到b 系的坐标转换矩阵，由四元数Q 计算得到；o io
w 表示轨道坐标系o 相对于惯性坐标系i 的角速度在o 坐标系中的投影，该角速度在轨道坐标系中表示简单，该值在m 文件中给出。
利用运动学方程画运动学模块图如下：
建立四元数转姿态矩阵模块： 用mask 修改模块封面。
依照下面的转换公式，使用Fcn 模块和Create3*3 Matrix 模块建立四元数转换模块如下：
2222103212031302b
T 22222
o 01203203123012222130223013012q q q q 2(q q q q )2(q q q q )C (q )2(q q q q )
q q q q 2(q q q q )2(q q q q )2(q q q q )
q q q q ??
+--+-??
=+-=-+--+??
??+-+--?
?
qq E q
建立四元数求解模块：
使用Subsystem 模块建立Quaternion Solve Model ，并create mask 如下：
四元数主部与矢部分开计算积分如下：
根据上式画模块图如下：
利用Integrator、Mux、Gain、Add模块建立初始如下：
利用Demux模块将Q的矢部与主部分开。其中Demux模块设置如下（将四个数按[1 3]分成两部分）：
利用Dot Product模块求q0的导：
利用动力学模块中的叉乘模块来完成q的导的求解如下：
这样四元数求解模块即建立，输入w输出Q。
建立运动学模块：
利用from模块引入动力学模块计算的姿态角速度wb和m文件中的轨道角速度wo，建立运动学模块如下（注意product的multiplication应为Matrix）：
这样运动学模块即建立，输入w得到Q。
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人： 赵振根 02020802班 2008300597
卫星三轴姿态飞轮控制系统设计 一：概述 1.1．坐标系选择与坐标变换 在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。 （1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o O X 轴在轨 道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o O Y 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系 （2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b O X ，b O Y ，b OZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。其中b O X 为滚动轴， b O Y
为俯仰轴， OZ为偏航轴。 b 1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点 长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。 与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。 然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。 1.3 飞轮姿态控制原理 从动力学角度看，卫星姿态运动时卫星角动量作用的结果，飞轮则是通过与卫星间的角动量的交换来实现姿态控制，要使卫星在轨道上保持三轴稳定并对地定向。卫星的角动量H应该不变，且方向与轨
飞行器动力学与控制复习要点new
1. 卫星轨道六要素是哪些P2-7 ),,,,,(p t i e a ωΩ，其中a 半长轴，e 偏心率，i 轨道倾角，Ω升交点赤经，ω近地点幅 角，p t 卫星经过近地点时刻。 2. 卫星发射三要素是什么P17-18 ),,(L t A ?，其中?发射场L 的地心纬度，A 发射方位角，L t 发射时刻。 3. 什么是太阳同步轨道P23 选择轨道半长轴a 和倾角i 的组合使d /)(9856.0?=?Ω，则轨道进动方向和速率，与地球绕太阳周年转动的方向和速率相同（即经过365.24平太阳日，地球完成一次360°的周年运动），此特定设计的轨道称为太阳同步轨道。 4. 什么是临界轨道、冻结轨道P24-25 若远地点始终处在北极上空，即拱线不得转动，轨道倾角满足02sin 5.22 =-i ，即 ?=43.63i 或?=57.116i 。此值的倾角称为临界倾角，此类轨道称为临界轨道。若选择合 适的偏心率及合适的近地幅角，使0==e ω ，近地点幅角ω被保持，或称被冻结在90°。轨道的倾角和高度可以独立选择，此类轨道称作冻结轨道。 5. 回归轨道的回归系数是什么P26 轨道经过N 天回归一次，在回归周期内共转R 圈，每天的轨道圈数（非整数）Q 称为回归系数。R C Q I N N ==±，+表示轨迹东移，-表示轨迹西移。I 为接近一天的轨道圈数， 为正整数。 6. 静止轨道的特点、三要素是什么P28 （1） 轨道的周期与地球自旋周期一致 （2） 轨道的形状为圆形，偏心率0e = （3） 轨道处在地球赤道平面上，倾角0i = 7. 星座轨道的全球覆盖公式 相邻卫星星下点之间的角距为2b ，覆盖带宽度为2c ，
机构运动仿真基本知识
机构仿真是PROE的功能模块之一。PROE能做的仿真内容还算比较好，不过用好的兄弟不多。当然真正专做仿真分析的兄弟，估计都用Ansys去了。但是，Ansys研究起来可比PROE麻烦多了。所以，学会PROE的仿真，在很多时候还是有用的。我再发一份学习笔记，并整理一下，当个基础教程吧。希望能对学习 仿真的兄弟有所帮助。 术语 创建机构前，应熟悉下列术语在PROE中的定义：主体(Body) - 一个元件或彼此无相对运动的一组元件，主体内DOF=0。 连接(Connections) - 定义并约束相对运动的主体之间的关系。 自由度(Degrees of Freedom) - 允许的机械系统运动。连接的作用是约束主体之间的相对运动，减少系统可能的总自由度。 拖动(Dragging) - 在屏幕上用鼠标拾取并移动机构。 动态(Dynamics) - 研究机构在受力后的运动。 执行电动机(Force Motor) - 作用于旋转轴或平移轴上(引起运动)的力。 齿轮副连接(Gear Pair Connection) - 应用到两连接轴的速度约束。 基础(Ground) - 不移动的主体。其它主体相对于基础运动。 机构(Joints) - 特定的连接类型（例如销钉机构、滑块机构和球机构）。 运动(Kinematics) - 研究机构的运动，而不考虑移动机构所需的力。 环连接(Loop Connection) - 添加到运动环中的最后一个连接。 运动(Motion) - 主体受电动机或负荷作用时的移动方式。 放置约束(Placement Constraint) - 组件中放置元件并限制该元件在组件中运动 的图元。 回放(Playback) - 记录并重放分析运行的结果。 伺服电动机(Servo Motor) - 定义一个主体相对于另一个主体运动的方式。可在机构或几何图元上放置电动机，并可指定主体间的位置、速度或加速度运动。LCS - 与主体相关的局部坐标系。LCS 是与主体中定义的第一个零件相关的缺 省坐标系。 UCS - 用户坐标系。 WCS - 全局坐标系。组件的全局坐标系，它包括用于组件及该组件内所有主体 的全局坐标系。 运动分析的定义 在满足伺服电动机轮廓和机构连接、凸轮从动机构、槽从动机构或齿轮副连接的要求的情况下，模拟机构的运动。运动分析不考虑受力，它模拟除质量和力之外的运动的所有方面。因此，运动分析不能使用执行电动机，也不必为机构指定质量属性。运动分析忽略模型中的所有动态图元，如弹簧、阻尼器、重力、力/力矩以及执行电动机等，所有动态图元都不影响运动分析结果。
姿态动力学大作业
反作用飞轮控制 一、（1）建立航天器姿态动力学方程和飞轮控制规律 如图1-1中， 图1-1 反作用飞轮系统 设三飞轮的质心重合与星体质心O 。三飞轮的轴向转动惯量分别为z y x J J J ,,。其横向转动惯量设已包含在星体惯量章量c I 内。星体角速度ω，飞轮相对于星体的角 速度记为： [ ] T z y x ΩΩΩ=Ω 星体与飞轮的总动量矩h 为： () ωωωωωωh h I I I I h b c +=Ω+?=Ω+?+?= （1-1） 式中， Ω ?=?=+=???? ? ?????=????? ?????=ωωωωωI h I h I I I J J J I I I I I b c z y x z y x 00 000 0000 易知，I 即星体与飞轮对点O 的总惯量章量，b h 即飞轮无转动时总动量矩，ωh 即飞轮转动时的相对动量矩。由动量矩定理得 e b b L h h h h h =?++?+=? ? ? ωωωω
? ? ??? ? Ω?Ω?Ω?-=-=+=?+?+? ? ? ? ? z z y y x x c e c b b J J J h L L L h h h ωωωω （1-2） 式中，e L 为外力矩，c L 为飞轮转轴上电机的控制力矩。式（1-2）就是装有反作用飞轮的刚性航天器动力学方程的矢量形式。 如定义星体轨道坐标系如图1-2所示， 图1-2 轨道坐标系 r r r z y ox 的角速度 r ω为 j n r -=ω 即轨道角速度。当为圆轨道时，则有 3 2R n μ = 式中μ为地球引力常数，R 为地球半径。如记ψθ?,,分别为星体滚转角、俯仰角与偏航角、且设ψθ?,,和? ? ? ψθ?,,均为小量。 当航天器相对于轨道坐标系按321旋转时角度旋转矩阵为： ???? ? ????? -++--=?θ? ψ?θψ? ψ?θψ?θ?ψ?θψ? ψ?θψθθ ψθψcos cos sin cos cos sin sin sin sin cos sin cos sin cos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos sin cos sin cos cos B 按321旋转时产生的角速度为：
曲柄连杆机构运动学仿真
课程设计任务书
目录 1 绪论 (1) 1.1CATIA V5软件介绍 (1) 1.2ADAMS软件介绍 (1) 1.3S IM D ESIGNER软件介绍 (2) 1.4本次课程设计的主要内容及目的 (2) 2 曲柄连杆机构的建模 (3) 2.1活塞的建模 (3) 2.2活塞销的建模 (5) 2.3连杆的建模 (5) 2.4曲轴的建模 (6) 2.5汽缸体的建模 (8) 3 曲柄连杆机构的装配 (10) 3.1将各部件导入CATIA装配模块并利用约束命令确定位置关系 (10) 4 曲柄连杆机构导入ADAMS (14) 4.1曲柄连杆机构各个零部件之间运动副分析 (14) 4.2曲柄连杆机构各个零部件之间运动副建立 (14) 4.3曲柄连杆机构导入ADAMS (16) 5 曲柄连杆机构的运动学分析 (17) 结束语 (21) 参考文献 (22)
1 绪论 1.1 CATIA V5软件介绍 CATIA V5(Computer-graphics Aided Three-dimensional Interactive Application)是法国Dassault公司于1975年开发的一套完整的3D CAD/CAM/CAE一体化软件。它的内容涵盖了产品概念设计、工业设计、三维建模、分析计算、动态模拟与仿真、工程图的生成、生产加工成产品的全过程，其中还包括了大量的电缆和管道布线、各种模具设计与分析、人机交换等实用模块。CATIA V5不但能保证企业内部设计部门之间的协同设计功能而且还可以提供企业整个集成的设计流程和端对端的解决方案。CATIA V5大量应用于航空航天、汽车及摩托车行业、机械、电子、家电与3C产业、NC加工等领域。 由于其功能的强大而完美，CATIA V5已经成为三维CAD/CAM领域的一面旗帜和争相遵从的标准，特别是在航空航天、汽车及摩托车领域。法国的幻影2000系列战斗机就是使用CATIA V5进行设计的一个典范；波音777客机则使用CATIA V5实现了无图纸设计。另外，CATIA V5还用于制造米其林轮胎、伊莱克斯电冰箱和洗衣机、3M公司的粘合剂等。CATIA V5不仅给用户提供了详细的解决方案，而且具有先进的开发性、集成性及灵活性。 CATIA V5的主要功能有：三维几何图形设计、二维工程蓝图绘制、复杂空间曲面设计与验证、三维计算机辅助加工制造、加工轨迹模拟、机构设计及运动分析、标准零件管理。 1.2 ADAMS软件介绍 ADAMS即机械系统动力学自动分析(Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Systems)，该软件是美国MDI公司(Mechanical Dynamics Inc.)开发的虚拟样机分析软件。目前，ADAMS己经被全世界各行各业的数百家主要制造商采用。根据1999年机械系统动态仿真分析软件国际市场份额的统计资料，ADAMS软件销售总额近八千万美元、占据了51%的份额。 ADAMS软件使用交互式图形环境和零件库、约束库、力库，创建完全参数化的机械系统几何模型，其求解器采用多刚体系统动力学理论中的拉格郎日方程方法，建立系统动力学方程，对虚拟机械系统进行静力学、运动学和动力学分析，输出位移、速度、加速度和反作用力曲线。ADAMS软件的仿真可用于预测机械系统的性能、运动范围、
微小卫星课后答案
《宇航技术的发展与微小卫星》课程期末考试作业要求 简答题： 1.飞行器在自由空间与惯性空间（在轨）的运动与控制有什 么不同？ 在自由空间中，力改变方向后，速度改变且沿此方向运动； 在惯性空间中，外力使卫星速度改变后，不会按照切线方向，而是沿曲线进入另一个轨道。 2.卫星的轨道根据所在轨道高度不一样一般分为哪几种，对 地遥感卫星一般选取什么轨道？ 按轨道高度分类:低地球轨道、中地球轨道、高地球轨道。 对地遥感卫星一般为低地球轨道的太阳同步轨道。 3.卫星主要有哪些功能系统组成，为了适应空间环境，一般 要做哪些地面试验？ 功能系统：位置与姿态控制系统、天线系统、转发器系统、遥测指令系统、电源系统、温控系统、入轨和推进系统。 地面试验：电磁兼容性试验，振动试验，声试验，旋转平衡试验，磁试验，热真空试验，热平衡试验，热循环试验，粒子辐照试验，紫外辐照试验。 4.为什么微小卫星是卫星技术发展的重要方向，它有哪些特 点？ (1)与大卫星相比，功能较单一，也因此易引发航天装 备思路的改革；
(2)是各国航天装备体系建设的重要方向之一； (3)与其它种类的卫星相比，微小卫星是未来攻防的主 要手段； (4)微小卫星的发展是微纳米技术发展的重要牵引，也是微纳米 技术发展的重要方向。 特点：体积小，质量轻，新技术含量高、研制周期短、研制经费低，且可以进一步组网，以分布式的星座形成“虚拟大卫星”。5.目前我国已开发通讯、遥感、定位导航、科学试验系列的 卫星，这些卫星的应用对国民经济繁荣与国家安全有那些影响,试举例说明，并对其未来发展趋势进行展望。 中国返回式遥感卫星拍摄的数万米地物照片和其它卫星获得的地物信息，为国家进行国土规划和宏观经济决策提供了重要依据；中国已建成能接收各类（光电型、雷达型）资源卫星数据的遥感卫星地面站，利用该站发布的数据，各部委和各省市在资源调查、环境监测、国土整治和规划、土地利用和普查、农作物估产、地质勘探、重大灾害评估等方面做了大量有成效的工作；气象卫星，为中国的天气预报工作提供了大量的实时云图，尤其是气象卫星系统的业务运行，大大提高了灾害性天气预报的准确率，每年减少经济损失几十亿元；卫星导航定位在我国的应用迅速发展，毫无疑问，智能交通是一个大规模的潜在市场，卫星导航技术已经广泛应用在测绘的各个方面，GPS的应用必
姿态动力学作业
基于脉宽调制器的喷气姿态控制系统
一．题目 1) 建立三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型 2) 设计基于PD+脉宽调制器形式的喷气姿态控制系统 3) 完成数学仿真 具体要求： (1)建立对地定向刚体航天器的三轴稳定姿态动力学和姿态运动学模型。 2222 2 2 512kg m ,308kg m ,620kg m 16kg m ,12kg m ,14kg m x y z xy xz yz I I I I I I =?=?=?=?=?=? 设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度00.0011rad/s ω= 要求姿态动力学动力学采用欧拉方程，姿态运动学模型采用zyx 顺序欧拉角的姿态运动学方程； (2)假设姿态推力器的数学模型为理想的继电器特性； 姿态推力器的标称推力为4N(设计情况B)，在各轴上的力臂分别为1m 、1.25m 和1.5m 。 (3)设计PD+脉宽调制器形式的数字式喷气控制器，要求姿态角控制精度优于 0.5deg 。 设计情况B ：控制周期为250ms ，控制系统的调整时间低于10s ，阻尼比为07。 (4)在设计控制器参数时，要考虑采样-保持环节对控制性能的影响。(建议 将采样-保持环节等效为s 域的传递函数，按连续控制系统的方法进行设计)。 (5)对上述设计结果进行数学仿真。比较在有/无最小脉宽限制两种情况下控 制精度和燃料消耗的情况。设推力器的最小脉冲宽度为30ms 。 (6)设卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩，分别为 0.01Nm,0.005Nm,0.02Nm dx dy dz T T T === 重新设计控制器，以满足控制精度的要求。并给出数学仿真结果
UG运动仿真教程
运动仿真 本章主要内容： z运动仿真的工作界面 z运动模型管理 z连杆特性和运动副 z机构载荷 z运动分析 9.1 运动仿真的工作界面 本章主要介绍UG/CAE模块中运动仿真的功能。运动仿真是UG/CAE（Computer Aided Engineering）模块中的主要部分，它能对任何二维或三维机构进行复杂的运动学分析、动力分析和设计仿真。通过UG/Modeling的功能建立一个三维实体模型，利用UG/Motion的功能给三维实体模型的各个部件赋予一定的运动学特性，再在各个部件之间设立一定的连接关系既可建立一个运动仿真模型。UG/Motion的功能可以对运动机构进行大量的装配分析工作、运动合理性分析工作，诸如干涉检查、轨迹包络等，得到大量运动机构的运动参数。通过对这个运动仿真模型进行运动学或动力学运动分析就可以验证该运动机构设计的合理性，并且可以利用图形输出各个部件的位移、坐标、加速度、速度和力的变化情况，对运动机构进行优化。 运动仿真功能的实现步骤为： 1．建立一个运动分析场景； 2．进行运动模型的构建，包括设置每个零件的连杆特性，设置两个连杆间的运动副和添加机构载荷； 3．进行运动参数的设置，提交运动仿真模型数据，同时进行运动仿真动画的输出和运动过程的控制； 4．运动分析结果的数据输出和表格、变化曲线输出，人为的进行机构运动特性的分析。 9.1.1 打开运动仿真主界面 在进行运动仿真之前，先要打开UG/Motion（运动仿真）的主界面。在UG的主界面中选择菜单命令【Application】→【Motion】,如图9-1所示。
图9-1 打开UG/Motion操作界面 选择该菜单命令后，系统将会自动打开UG/Motion的主界面，同时弹出运动仿真的工具栏。 9.1.2 运动仿真工作界面介绍 点击Application/Motion后UG界面将作一定的变化，系统将会自动的打开UG/Motion 的主界面。该界面分为三个部分：运动仿真工具栏部分、运动场景导航窗口和绘图区，如图9-2所示。 图9-2 UG/Motion 主界面 运动仿真工具栏部分主要是UG/Motion各项功能的快捷按钮，运动场景导航窗口部分主要是显示当前操作下处于工作状态的各个运动场景的信息。运动仿真工具栏区又分为四个模块：连杆特性和运动副模块、载荷模块、运动分析模块以及运动模型管理模块，如图9-3所示。
空间飞行器动力学与控制
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Spacecraft Dynamics and Control Teacher：Han-qing Zhang College of Astronautics
Spacecraft Dynamics and Control Text book: Spacecraft Dynamics and Control：A Practical Engineering Approach https://www.360docs.net/doc/8c11398977.html,/s/1o6BF32U (1) Wertz, J. R. Spacecraft Orbit and Attitude Systems, Springer. 2001 (2) 刘墩.空间飞行器动力学，哈尔滨工业大学出版社，2003. (3) 章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制，北京航空航天大学出版社，2006. (4) 基于MATLAB/Simulink的系统仿真技术与应用，清华大学出版社，2002。 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
Spacecraft Dynamics and Control 1. Introduction Space technology is relatively young compared to other modern technologies, such as aircraft technology. In only forty years this novel domain has achieved a tremendous level of complexity and sophistication. The reason for this is simply explained: most satellites, once in space, must rely heavily on the quality of their onboard instrumentation and on the design ingenuity of the scientists and engineers. 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
机构运动学仿真
机构运动学仿真 1 机构三维模型的导入 将在solidworks中或其他三维建模软件中装配好的机构装配体以parasolid 格式保存，打开ADAMS，显示如下界面： 选择Create a new model，点击OK，建立一个新的模型，在Model name选项可命名该机构的名称，ADAMS不支持中文，亦不支持中文路径，因此导入、保存文件时文件夹及机构的命名均应以英文表示。 在ADAMS界面做上角File选项，单击Import选项，显示如下对话框： 在File Type栏选择文件格式为Parasolid，在File To Read右侧空白栏，单击鼠标右键，选择Browse查找parasolid文件，在此应注意，文件所存的文件夹必
须是英文命名，不能存于桌面。图示如下： 在Model Name栏，可自己命名，亦可右键Pick，然后点击ADAMS界面左上角的名字。完成后，点击OK，模型即成功导入。 ADAMS左侧主工具箱最下面的Render可实现模型的虚实转换，具体操作一下便知，还有图标Icons和网格Grid，在此不再赘述。 2 机构运动学模型的建立 2.1 设置零件材料和重命名 机构三维模型导入后，首先应设置各个零件的材料属性，若不设置，系统会默认一个值，但大部分时候运行时会出现错误，因此在此建议先设定材料属性，具体操作如下： 点击左上角的Edit，选择Modify，出现如下所示对话框：
双击模型的名字Model_1，列表会出现各个零件的名字，左键单击选择零件，点击OK，弹出对话框： Body栏显示的是模型的名字，在Category栏可选择模型的名字和位置、质量属性，初始速度和位置等几个选项，最常用的是更改零件的名字和更改零件的材料。零件质量属性的修改有三种方式，图示为User Input（用户自输入），用于ADAMS的材料库无法准确描述所用材料时，常用的是 在Material Type栏，右键单击，选择Browse，在弹出的材料库中选择所需要的材料。 另外，亦可直接右键单击零件，在弹出的菜单中选择Modify修改材料属性和Rename修改零件名字，在零件较多时，需对各个零件命名以便于区分。否则，单靠系统默认的命名将难于区分，易产生错误。
小卫星立体成像姿态控制半物理仿真
第39卷第9期 光电工程V ol.39, No.9 2012年9月Opto-Electronic Engineering Sept, 2012 文章编号：1003-501X(2012)09-0012-06 小卫星立体成像姿态控制半物理仿真 徐开1，金光1，张刘1，孙志远1,2 ( 1. 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春 130033; 2. 中国科学院研究生院，北京 100049 ) 摘要：随着小卫星功能需求不断提升，小卫星同轨立体成像技术成为学者研究的焦点。针对某小卫星单线阵CCD 相机同轨立体成像期间的姿态控制半物理仿真展开研究。分析得出小卫星同轨立体成像过程中的姿态运行规律，对同轨立体成像的姿态控制算法进行设计，利用相似原理和姿态运行规律设计半物理仿真环境。基于高精度单轴气浮转台和星上部件建立小卫星立体成像姿态控制半物理仿真平台。利用该平台进行了同轨立体成像相关的姿态控制半物理实验。实验结果表明该小卫星立体成像过程中俯仰轴机动52°，用时67 s完成，且达到三轴稳定状态。 姿态控制指向精度优于0.05°，稳定度优于0.005 °/s。表明设计的小卫星姿控方案可以完成单线阵CCD的同轨立体成像。 关键词：立体成像；大角度机动；相似原理；半物理仿真 中图分类号：V448.2 文献标志码：A doi：10.3969/j.issn.1003-501X.2012.09.003 Semi-physics Simulation of Small Satellite Attitude Control in Stereo Imaging XU Kai1，JIN Guang1，ZHANG Liu1，SUN Zhi-yuan1,2 ( 1. Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of Sciences, Changchun 130033, China; 2. Graduate University of Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049, China ) Abstract: Along with the constantly promoting demand of the function of small satellite, stereo imaging of small satellite is one of hot subjects in aerospace field study recently. The study aimed at attitude control during stereo imaging in the same orbit of small satellites with single linear CCD camera. Through analysis and investigation, the operational rule of stereo imaging in the same orbit of small satellite was found out. Meanwhile, the algorithm of stereo imaging in the same orbit attitude control and semi-physical simulation system has been designed by using the similar principles and attitude operation rule of small satellite. Based on single-axis air-bearing platform and satellite components, semi-physical simulation platform of small satellite attitude control has been built. Finally, semi-physical simulation of small satellite attitude control system has been conducted at the stereo imaging. The results of the simulation indicate that small satellite pitch axis was maneuvered 52° within 75 s and three-axis reached a steady state. The pointing accuracy was 0.05° and attitude stability was 0.005°/s. It is demonstrated that the attitude control strategy can accomplish stereo imaging in the same orbit of single linear CCD optical load small satellite. Key words: stereo imaging; large angle maneuvered; similar principles; semi-physical simulation 0 引 言 航天领域对立体图像信息的需求越来越迫切，现阶段用于目标定位和立体测图的高分辨率卫星遥感影 收稿日期：2011-08-30；收到修改稿日期：2012-05-21 基金项目：吉林省自然科学青年基金(201201010)；国家自然科学青年基金(61008046)资助项目 作者简介：徐开(1982-)，男(满族)，吉林长春人。助理研究员，博士，主要研究工作是航天器控制。E-mail: xukai118@https://www.360docs.net/doc/8c11398977.html,。 https://www.360docs.net/doc/8c11398977.html,
自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验 报告人： 赵振根 02020802班 2008300597
卫星三轴姿态飞轮控制系统设计 一：概述 1.1．坐标系选择与坐标变换 在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。 （1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o O X 轴在轨 道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o O Y 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系 （2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b O X ，b O Y ，b OZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。其中b O X 为滚动轴， b O Y
为俯仰轴， OZ为偏航轴。 b 1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点 长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。 与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。 然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。 1.3 飞轮姿态控制原理 从动力学角度看，卫星姿态运动时卫星角动量作用的结果，飞轮则是通过与卫星间的角动量的交换来实现姿态控制，要使卫星在轨道上保持三轴稳定并对地定向。卫星的角动量H应该不变，且方向与轨
运动仿真技术经验
精心整理 一SW 运动仿真 1.简介 二十世纪八十年代以来，设计工程中首次使用计算机辅助工程（CAE ）方法后，有限元分析（FEA ）就成了最先被广泛采用的模拟工具。多年来，该工具帮助设计者在研究新产品的结构性能时节约了大量时间。 由于机械产品日渐复杂，不断加剧的竞争加快了新设计方案投入市场的速度。设计者迫切感到必须使模拟超出FEA 的局限范围，除使用FEA 模拟结构性能外，还需要在构建物理原型之前确定新产品的运动学和动力学性能。 用。 2.装配当几何体发生改变时，可在几秒内更新所有结果。图4为急回机构中滑杆和驱动连杆之间的干涉。 图4急回机构中滑杆和驱动连杆之间的干涉 运动模拟可在短时间内对任何复杂程度的机构进行分析，可能包含刚性连接装置、弹簧、阻尼器和接触面组。如雪地车前悬架、健身器、CD 驱动器等的运动。 图5复杂机构的运动仿真 除机构分析外，设计者还可通过将运动轨迹转换成CAD 几何体，将运动模拟用于机构合成。例如，设计一个沿着导轨移动滑杆的凸轮，用运动仿真生成该凸轮的轮廓。首先将所需滑杆位置表达为时间和滑杆在旋转凸轮上移动轨迹的函数，然后将轨迹路径转换为CAD 几何体，以创建凸轮轮廓。 图6滑杆沿导轨移动的位移函数
图7滑杆沿旋转盘移动绘制的凸轮轮廓 设计者还可将运动轨迹用于很多用途，例如，验证工业机器人的运动、测试工具路径以获取选择机器人大小所需的信息，以及确定功率要求。 图8工业机器人在多个位置之间的移动 运动模拟的另外一项重要应用是模拟零部件之间的碰撞和接触，以研究零部件之间可能形成的缝隙，得出机构的精确结果。例如，通过模拟碰撞和接触，可以研究阀提升机构中凸轮和曲线仪（摇杆）之间可能形成的缝隙。 3.将运动仿真与FEA结合 想了解运动仿真和FEA在机构仿真中如何结合使用，首先要了解每种方法的基本假设。 FEA是一种用于结构分析的数字技术，已成为研究结构的主导CAE方法。它可以分析任何固定支撑的弹性物体的行为，此处弹性是指物体可变性。如图8所示托架，在静态载荷作用下会变形， 形。FEA FEA （1 点反作用力和惯性力。在此步骤中，所有机构连接装置均视为刚性实体。图13中的曲线为曲柄转动一周连杆上接点的反作用力。 图13曲柄转动一周连杆上接点的反作用力 （2）.找出与连杆接点上最大反作用力相对应的机构位置。因为施加最大载荷情况下进行的分析将得到连杆所承受的最大应力。如有必要，可选择多个位置进行分析。 图14与连杆上最大反作用力相对应的位置 （3）.将这些反作用力载荷以及惯性载荷从CAD装配体传输到连杆CAD零件模型。 （4）.作用于从装配体分离出来的连杆上的载荷包括接点反作用力和惯性力，如图15所示。
姿态动力学
反作用飞轮整星零动量轮控系统（七B）
目录 1 基本内容 (3) 2 模型的建立 (3) 2.1系统控制框图 (3) 2.2姿态动力学模型 (4) 2.3 控制器设计 (5) 2.4 执行机构 (6) 2.5 建模结果 (7) 3 仿真实现 (8) 3.1 无干扰力矩 (8) 3.2 干扰力矩作用 (11) 3.3 飞轮故障的问题解决 (14)
1 基本内容 （1）建立带有飞轮的三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型。（2）设计PD或PID控制器的轮控系统。 （3）完成数学仿真和分析。 2 模型的建立 典型航天器的姿态控制系统模型主要包括姿态动力学，姿态运动学，控制器，轨道动力学和空间环境五大基本模块。根据题目要求，对于本列，主要从被控对象字体动力学模型，执行机构和控制器三方面入手进行模型的建立。 以欧拉角为姿态参数，姿态动力学采用基于陀螺体的多刚体姿态动力学方程，姿态运动学模型采用zyx顺序欧拉角的姿态运动学方程。控制器采用PD控制率。执行机构采用4斜装的反作用飞轮构型方案。 2.1系统控制框图 如图1所示，其中姿态动力学模块和姿态运动学模块是描述系统模型的最基本模块，姿态动力学模块提供系统的动力学计算，姿态运动学模块提供不同姿态描述之间的转换关系，控制器模块是待设计的控制律模块，执行机构获得期望力矩信号，输出控制力矩。 图1 整星零动量轮控系统框图
2.2姿态动力学模型 考虑刚体固连坐标系下，转动角速度分量为[ ]T z y x ωωωω=，转动惯量为 I ，c T 为控制力矩，d T 为干扰力矩，U 为安装矩阵。则建立的欧拉动力学方程为 d w w T Uh h U I I =+++??ωωωω 对上式进行变形得到表达式： ()w w d Uh h U I T I ??----=ωωωω 1 （1） 然后对ω 积分得到转动角速度ω。然后利用simulink 模块搭建动力学模块，如图2所示 图2 同理可完成运动学模块的设计，航天器采用zyx 顺序旋转的欧拉角参数来描述星体坐标系相对轨道坐标系的姿态，则星体姿态角速度矢量ω在星体坐标系下的分量列阵可写为 0sin sin cos sin sin sin sin sin cos cos sin cos cos cos sin 0sin cos cos 0sin 01 ωψθ?ψ?ψθ?ψ?ψθψθ??θ? ?θ?θωωωω???? ? ?????+-+-????????????????????--=??????????= z y x 将上式变形的： ????? ????????????+????????? ?+-+???? ??????--=??????????-z y x ωωωωψθ?ψ?ψθ?ψ?ψθ?θ??θ?θψθ? 01 sin sin cos sin sin sin sin sin cos cos sin cos cos cos sin 0sin cos cos 0sin 01
航天器的姿态与轨道最优控制
航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。
航天器姿态动力学与控制大作业(2A)基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统的仿真与分析
基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统的仿真与分析—航天器姿态动力学与控制大作业（2A）
一、任务描述 目的：设计基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统并进行仿真与分析 基本内容： (1)建立三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型； (2)设计基于伪速率控制器的喷气姿态控制系统； (3)完成数学仿真。 具体要求 (1)建立对地定向刚体航天器的三轴稳定姿态动力学和姿态运动学模型。 ，， ，， 设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度 要求姿态动力学动力学采用欧拉方程，姿态运动学模型采用zyx顺序欧拉角的姿态运动学方程； (2)姿态推力器的数学模型为理想的继电器特性姿态推力器的标称推力为10N，在各轴上的力臂分别为1m、1.5m和2m。 (3)要求姿态角控制精度：优于0.5deg。 (4)不考虑姿态角速率的测量误差，试设计伪速率控制器，要求实现最小脉冲宽度(30ms)。给出数学仿真结果。绘出控制过程的相轨迹图，及性能指标(如极限环的速度等)，估算燃料消耗率。并体会姿态动力学模型的三轴耦合对控制过程是否有影响。 (5)设卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩，分别为 ，， 试设计伪速率喷气控制器，要求能实现最长周期的单边极限环。给出数学仿真结果。 绘出控制过程的相轨迹图，及性能指标(如极限环的速度等)，试估算此时的燃料消耗率。
二、喷气系统与推力器布局的选择 喷气姿态控制系统框图 典型的6+2斜装小推力配置的推力器布局图
三、建模原理 2.1 姿态动力学方程 考虑在圆轨道上飞行的对地定向航天器，姿态角和姿态角速率较小，惯量积远小于主惯量，简化后的三轴耦合的姿态动力学方程如下 又考虑到轨道角速度较小，且推力器产生的推力器控制矩较大的情况下，忽略发动机偏心产生的干扰力，不考虑三轴耦合，简化的姿态动力学方程如下 其中，，为推力器产生的控制力矩在星体三轴上的分量，，，为卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩。 2.2 姿态运动学模型 采用zyx旋转，考虑到航天器在圆轨道上运行，姿态角与姿态角速率都较小的情况，简化后的姿态运动学模型如下 2.3理想继电器特性 理想的继电器喷气控制系统具有理想的开关特性，控制方程为： 2.4 最长周期单边极限环 在进行极限环设计时，为了达到最长时间的单边极限环，需要不断地调整喷气时间。最长周期单边极限环如下图中曲线②所示
基于UG的运动仿真及高级仿真
《基于UG的运动仿真及高级仿真》
专业文档供参考，如有帮助请下载。． 项目一：机构运动仿真 项目要求：熟悉UG机构运动仿真模块的内容，掌握运动仿真的一般流程和方法，并根据分析输出结果对机构进行优化。 任务一：熟悉掌握运动仿真基础知识
运动分析模块（Scenario for motion）是UG/CAE模块中的主要部分，用于建立运动机构模型，分析其运动规律。通过UG/Modeling的功能建立一个三维实体模型，利用UG/Motion的功能给三维实体模型的各个部件赋予一定的运动学特性，再在各个部件之间设立一定的连接关系既可建立一个运动仿真模型。 UG/Motion模块可以进行机构的干涉分析，跟踪零件的运动轨迹，分析机构中零件的速度、加速度、作用力、反作用力和力矩等。运动分析模块的分析结果可以指导修改零件的结构设计（加长或缩短构件的力臂长度、修改凸轮型线，调整齿轮比等）或调整零件的材料（减轻或加重或增加硬度等）。设计的更改可以反映在装配主模型的复制品分析方案中，再重新分析，一旦确定优化的设计方案，设计更改就可反映在装配主模型中。 一、运动方案创建步骤 1．创建连杆（Links）； 2．创建两个连杆间的运动副（Joints） 3．定义运动驱动（Motion Driver） ?无运动驱动（none）：构件只受重力作用 ?运动函数：用数学函数定义运动方式 ?恒定驱动：恒定的速度和加速度 ?简谐运动驱动：振幅、频率和相位角 ?关节运动驱动：步长和步数 二、创建连杆 创建连杆对话框将显示连杆默认的名字，格式为L001、L002 (00) 专业文档供参考，如有帮助请下载。． 质量属性选项： 质量特性可以用来计算结构中的反作用力。当结构中的连杆没有质量特性时，不能进行动力学分