【航天器姿态动力学模型概述1100字】

航天器姿态动力学模型概述刚体航天器姿态动力学方程航天器姿态动力学指的是航天器在太空运动的过程中在各种外力矩和内部力矩的共同作用下围绕质心所作的旋转运动，而忽略航天器作为一个点模型时相对于地心惯性参考系作的平动运动。（施晨康）航天器姿态动力学研究与姿态控制联系紧密，姿态动力学给出的动力学模型是否合理、全面、贴合航天器实际情况，直接决定设计出的控制系统的控制性能。例如早期卫星结构简单人们将其当作刚体处理，但当卫星送入太空后却发现并不能按照人们设计的那样实现姿态稳定运动，而是发生滚装，原因是卫星上具有挠性天线，运动过程中天线的抖动并未在动力学模型中考虑到。由此可见，在进行航天器姿态控制的研究时，根据所研究的问题和对象，建立正确的模型是后续工作的前提。本文以刚性航天器为被控对象，根据相关文献，其动力学方程如下 式中：，为正定对称矩阵，表示航天器的转动惯量矩阵。为航天器实际受到的力矩输入。为航天器所受的总的外部干扰力矩。执行器故障建模执行器是航天器实现姿态机动的物理基础，反作用飞轮是航天器上最常见的执行器。航天器长期运行在低温、高磁场、高辐射的环境中，其部件也不断作微小的机械震动，反作用飞轮自身也存在老化、控制线路短路故障的可能，因此故障不可避免。而执行器作为航天器姿态控制系统中的关键结构，如果其产生的实际控制力矩与控制系统发出的指令控制力矩不符，那么控制系统的控制精度将受到极大影响，严重的会导致不能遵循计划的航行轨迹，无法执行航天任务。反作用飞轮的故障模式有很多，本文重点考虑了以下几种主要的故障：反作用飞轮输出力矩小于指令力矩。反作用飞轮产生多余的偏置力矩。反作用飞轮完全失效，停转或卡死，不能响应控制指令。反作用飞轮输出力矩低于预期，并且存在偏置力矩，即（1）、（2）同时发生。上述故障可建模如下： 式中第i个反作用飞轮的输出力矩，为指令力矩，为第i个反作用飞轮的失效指标，为偏置力矩，无故障情况下，，输出力矩等于指令力矩即。故障（1）情形下：。故障（2）情形下：，，此时。故障（3）情形下：，。故障（4）情形下：。本文不考虑航天器装有冗余反作用飞轮的情形，设置反作用飞轮为三个，则航天器实际受到的作用力矩为 式中为执行器失效性矩阵，其中为第i个反作用飞轮的失效指标，为指令控制输入，表示执行器偏置故障。将GOTOBUTTONZEqnNum915566REFZEqnNum915566\*Charformat\!(1.7)代入GOTOBUTTONZEqnNum594638REFZEqnNum594638\*Charformat\!(1.5)中得到新的姿态动力学方程 在航天器实际运行过程中，燃料消耗、晃动或者器身机械部件的伸缩、分离导致航天器自身结构具有不确定性，为引入这一不确定性将航天器转动惯量矩阵分为两部分，表示航天器原始的转动惯量，为不确定性。由GOTOBUTTONZEqnNum237156REFZEqnNum237156\*Charformat\!(1.3)、GOTOBUTTONZEqnNum985742REFZEqnNum985742\*Charformat\!(1.4)GOTOBUTTONZEqnNum594638、GOTOBUTTONZEqnNum78857