[发明专利]一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法

说明书

本发明提供了一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，包括步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求，如姿态机动时间等；步骤B：确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量；步骤C：确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型；步骤D：根据重量约束，选择替换SGCMG群中的若干SGCMG；步骤E：分析/仿真替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。本发明既能满足卫星姿态稳定及姿态机动需求的同时，又能减轻单框架控制力矩陀螺群重量，达到卫星轻量化和成本节约化。

技术领域

本发明涉及航天飞行器控制领域，为一种采用多种型谱的单框架控制力矩陀螺组合成陀螺群的构型设计方法。

背景技术

执行机构为航天器提供姿态稳定或姿态机动所需的控制力矩，是姿态控制系统的重要组成部分。执行机构姿态控制方式主要有质量交换和动量交换两种方式。质量交换方式具有大推力、响应速度快等优点，但这种方式需要增加专门的喷气装置，这样会增加卫星的质量和成本，而且这种控制方式稳定性不佳。动量交换控制方式依据动量矩定理，为星体提供反作用控制力矩。常用的动量交换执行机构有反作用轮和控制力矩陀螺等。反作用轮方向不变，转速改变，是目前小卫星姿控系统中应用最广的执行机构，但其输出力矩较小。相对于反作用轮，控制力矩陀螺输出力矩更大，响应速度更快等特点。由于控制力矩陀螺以上优点，控制力矩陀螺在姿态控制领域受到越来越多的应用，目前在航天领域应用较广的为单框架控制力矩陀螺(以下简称SGCMG)。

由于SGCMG的工作特性，在使用时SGCMG需要至少n台(n≥2)同时工作，称这种方式为控制力矩陀螺群(以下简称SGCMG群)。SGCMG群的基本要素有：SGCMG的安装方式、SGCMG的数量、SGCMG群的角动量及最大的框架角速率。其中最大的框架角速率为SGCMG单机的设计特性，SGCMG群构型研究的主要研究内容为前三项。

SGCMG群构型按照安装形式可分为两大类：成对安装和非成对对称安装。成对安装是指在同一轴上安装两个SGCMG，这样安装可以减轻奇异面的复杂程度。代表构型有双平行构型、三平行构型。非成对对称安装，是指在每一轴上只安装一个SGCMG，而框架轴在空间成对称分布，由于其对称分布的特点，每个SGCMG在系统中处于相同的位置，作用也相同，这样具有最高的失效效率，代表构型有金字塔构型、五棱锥构型等。评价SGCMG构型优劣的指标有静态指标和动态指标，其中静态指标依赖于构型的安装矩阵，一旦构型确定就不再改变，是选择合适SGCMG构型的依据。常见的SGCMG构型的静态指标有构型效益，失效效益，可控效益，奇点损失率等。

经过调研，目前关于SGCMG群构型设计中均考虑的是采用同一型谱的SGCMG来组成SGCMG群。但是在工程研制过程中，可能受限于航天器的重量等因素，需要SGCMG群在提供所需的姿态机动及稳定的角动量时，能兼顾减重的需求，因此本发明提出了基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，在一定程度上满足了减重和姿态控制的双重需求。

发明内容

针对减重和姿态控制的双重需求，本发明提出了一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法。

本发明具体通过以下技术方案实现：

一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，包括如下步骤：

步骤A：根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求，如姿态机动时间等；

步骤B：确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量；

步骤C：确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型；

步骤D：根据重量约束，选择替换SGCMG群中的若干SGCMG；

步骤E：分析/仿真替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。