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1、精品- 可编辑 -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。Ix 512kg m2,Iy 308kg m2,Iz 620kg m2222I xy 16kg m , I xz 12kg m , I yz 14kg m设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度0 0.0011 rad/s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
2、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
3、受到常值的气动干扰力矩，分别为Tdx 0.01Nm, Tdy 0.005Nm, Tdz 0.02Nm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精品二.方程建立1 .坐标系转换（欧拉角）设坐标系区是坐标系兀绕其某个坐标轴旋转一个角所形成的， 称这样的旋转过程为基元旋转。基元旋转的三种情况，即绕 x轴、绕y轴、绕z轴的基元旋转。分别为10QrS =0 cvs 9.0 sinpccsS 0 sin 9 J =01.sin & 0 cos & .cosifrO(M = -sinr cosW 0. 001-2 .按zyx顺序欧拉角的姿态运动方程100 IfcosS 0=0c口3 中sin
4、p I Q10 一Mn 单 cospj lsin & 0cos & cosq/r sin sin.9 cds 力一cos 9 sin班 l.sin sini/r + casp sin & cosip sin(91 cost sini/F CT0 sin cosip 0cos E1 00 1Jeos0 sin ipcastjfi casi/r + sin sin5 sin 巾costp sin 9 siller - sin (p cossin 9sin印cos白cos p cos g一-可编辑-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如在星体
5、坐标系下的分量列阵也可写为至咱第四第+1。口 la0一叫0 -pl =0,00co s平an 挈 sin 5 cos G sin p c&s0 cospcosB simpcosqpcosj/f + sin sin G sin 中sin审 cos中 + cos 辞 sin 日 sin 曲（式中，W。为航天器质绕地心的轨道角速度）3 .欧拉方程til 千._ =五日=打及+at （其中k为刚体相对惯性系的角速度矢量，出为记在星体坐标系下的分量列百在星体坐标下的分量列阵）在刚体固联坐标系下的分量式为 _当刚体固连坐标系fb与惯性主轴重合的时候，上式可以展开为I/O -（7 -回妣= E* I J*
6、/1.用一亿一，）43 = /血一亿=惯性并失忆狂小豆一葭）dm在星体固联坐标系下的坐标阵称为转动惯量矩阵Ilx Ixy - Ixz/= Txy ly lyzb 1X2 lyz Is .r为推力器输出力矩，h为外界常值干扰力矩，再设计要求中已给出。啦 bA -中,.w ;r ； -外吗设计系统中初始条件，令所以简化为设计初值为:三.程序设计(1)应用自动控制原理，写出闭环传递函数，考虑阻尼比 0.7时,Kp=600 , 700 , 600 , Kd=700 , 800 , 900设定初始角度和角速度为:知=必备=,我=驴Po = 0.05 /sjffo = 0-075 /s,10 0.1 fsC3将双积分环节编程欧拉方程，冉将比例微分环节加入即可(3)仿真模块具体如下其中比例微分环节设计为:CD姿态动力学部分采用了 M文件编写，嵌套simulink模块中:d： iticrs_ I四.仿真结果1.角度响应:精品- 可编辑 -10s2. 角速度响应：10s3. 推力响应：最小脉宽控制为30ms4.最小脉冲宽度为30ms
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