[发明专利]一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态的控制执行机构，具体地说，是涉及一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

随着航天事业的发展，对姿态控制系统执行机构的精度、寿命以及可靠性的要求也越来越高。星上姿态控制主要指对航天器在轨姿态角度的控制，指俯仰、偏航、滚转运动，一般将航天器姿态投影在某坐标系下，用欧拉角或四元数表述该坐标系的姿态变化。相应的控制方法多种多样，例如在工业界中应用广泛且成熟的PID控制方法。PID控制方法可参考：吴麒，王诗宓，《自动控制原理(第二版，上册)》，清华大学出版社，234-237。

对航天器的姿态进行控制则一般通过某种执行机构改变航天器的欧拉角或四元数来实现。目前航天器采用的姿态控制执行机构主要有喷气推力器、角动量交换装置、磁力矩器等，其中角动量交换装置具有能够提供连续姿态控制力矩、不消耗燃料、不污染光学设备和飞行环境、不易激发航天器挠性附件的振动、能完全抵消外部干扰力矩中的周期性等优点，因而作为航天器姿态控制系统的主执行机构广泛应用于高精度、长寿命的航天器。比较成熟的角动量交换装置主要包括有反作用轮(Reaction Wheels，RWs)、动量轮(Momentum Wheels，MWs)、单框架控制力矩陀螺(Single Gimbal Control Moment Gyros，SGCMGs)、双框架控制力矩陀螺(Double Gimbal Control Moment Gyros，DGCMGs)和变速控制力矩陀螺(Variable Speed Control Moment Gyros，VSCMGs)等，其中，RWs和MWs的技术已经很成熟，广泛应用于国内外多种型号卫星的高精度高稳定度姿态控制，其工作原理为角动量交换，可以参看《航天器飞行动力学原理》，肖业伦著，宇航出版社，195-196，的相关内容得知环形角动量交换器通过自身的流速调节为航天器提供相应的控制力矩。

然而，现有的基于陀螺旋转原理设计的角动量交换装置都是安装在相应转轴上的固体旋转执行机构，转子本身结构不平衡导致其高速旋转时引起航天器的抖动，影响了星载光学设备的成像质量；或者由于框架支撑所使用的机械轴承滚珠表面缺陷引起轴承摩擦过热，使整个控制力矩陀螺单机报废。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中控制力矩陀螺在进行角动量交换过程中出现的不稳定、不平衡的问题，提出一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法，具体步骤如下：

步骤1、通过航天器的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过PID控制方法得到航天器所需的三轴控制力矩矢量

步骤2、依据动量矩定理，将不少于三个的本发明的执行机构安装在航天器上时，可知航天器与执行机构对航天器质心的总动量矩且Iw=JX000JY000JZ,]]>充液环形管中液体燃料流动的流速I_w表示执行机构的转动惯量，I表示航天器的总转动惯量，表示航天器的角速度。航天器所需的三轴控制力矩矢量依据动量矩定理又可知将星体执行机构的角动量H_C的变化率投影到航天器的X轴、Y轴、Z轴上，得到根据航天器对质心的动量矩关系，得到即通过上述关系，可以得到航天器所需的控制力矩矢量与充液环形管中液体燃料流动的角速度变化量的关系为即得到的变化率