[发明专利]一种基于空间并联机构的准万向姿态执行机构

说明书

一种基于空间并联机构的准万向姿态执行机构，包括并联机构平台等；并联机构平台是包括n条驱动支链、静基座、动平台的且至少具有两个转动自由度的空间并联机构；轮体和高速电机的转子一并安装于轴承上；高速电机的定子和轴承一并安装在并联机构平台的动平台上；并联机构平台、轮体、高速电机和轴承通过并联机构平台的静基座接口安装于壳体内部；壳体外部的支耳与外部的航天器舱板连接；壳体包络轮体的最大活动范围；并联机构平台通过多条驱动支链的运动控制动平台运动。本发明可实现航天器姿控平台的超轻、超静、超敏捷，尤其适用于如今快速发展的中小型卫星。

技术领域

本发明涉及一种准万向姿态执行机构，属于空间惯性姿态执行机构技术领域。

背景技术

飞轮与控制力矩陀螺已被广泛应用于遥感卫星、通讯卫星和空间望远镜等航天器，是长寿命航天器实现姿态机动与稳定的关键惯性姿态执行机构。随着航天科技的发展，用户对卫星平台的超静和超敏捷提出了越来越高的要求；随着中小型卫星的快速发展，对星上产品的重量控制也越来越严格。这就要求姿控机构具备超轻、超静、超敏捷，即要求执行机构重量轻、微振动小、输出力矩大。

飞轮只能输出一个方向的力矩，且力矩的幅值较小；而单框架控制力矩陀螺可以输出360°方向的大力矩，其力矩放大倍数较大，效率较高；双框架控制力矩陀螺可以输出全空间的较大力矩，其力矩放大倍数受电机的锁定力矩限制，且结构较为复杂，可靠性较低，因此很少在轨使用。可见要实现航天器的三轴姿态控制至少需要3台飞轮产品或者4台单框架控制力矩陀螺产品和1台双框架控制力矩陀螺产品；要实现航天器的零动量三轴姿态控制，需要的飞轮和控制力矩陀螺数量更多；使得姿态控制执行机构平台的重量难以减小。且航天器在快速机动时的速度与转子的角动量耦合产生的陀螺力矩将可能会作用于框架电机，这时需要框架电机进行锁定，可是有限的锁定力矩限制了卫星等航天器的机动速度。

飞轮和控制力矩陀螺中的转子在高速旋转过程中，将产生宽频微振动，未针对产品进行系统有效的振动控制。若将它们直接安装于航天器上，将使得飞轮和控制力矩陀螺所产生的宽频微振动成为航天器的主要的振源之一，影响到航天器平台姿态稳定性和超静性，也在一定程度上影响到载荷的性能指标的实现。

鉴于飞轮输出力矩小，无法实现卫星等航天器快速姿态机动，它和单框架控制力矩陀螺都需要多台产品协同工作才可实现航天器的三轴姿态控制；而双框架控制力矩陀螺的输出力矩受框架电机的锁定力矩限制，使得其力矩放大效果未得到充分发挥。且航天器机动速度与转子角动量耦合产生的陀螺力矩可能沿控制力矩陀螺的框架轴作用于框架上，需要依靠框架电机进行锁定，因此框架电机的锁定力矩的幅值也限制了星体等航天器的机动速度。另一方面，飞轮和控制力矩陀螺中的转子在高速旋转过程中，将产生宽频微幅振动，成为航天器的主要的振源之一，影响到航天器平台姿态稳定性和超静性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供一种基于空间并联机构的准万向姿态执行机构。采用空间并联机构实现转子角动量在局部区域的任意连续角度机动，从而在框架角速度负方向输出较大的陀螺力矩，同时转子的变速可在角动量矢量方向输出较小的力矩，它们都将作为航天器的姿态控制力矩；利用螺母丝杠的自锁功能实现了非机动支链的自锁，克服了框架电机锁定力矩对双框架控制力矩陀螺中的输出力矩和航天器的机动速度的限制；将传递路径上的杆件设计为弹簧阻尼器，构成被动隔振器，隔离转子组件产生的微振动。本发明有利于产品实现超轻、超静、超敏捷。

本发明所采用的技术方案是：一种基于空间并联机构的准万向姿态执行机构，包括并联机构平台、轮体、高速电机、轴承、壳体；并联机构平台是包括n条驱动支链、静基座、动平台的且至少具有两个转动自由度的空间并联机构；