[发明专利]一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法

摘要

本发明涉及一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法，属于航天器姿态动力学和振动抑制领域。每个单框架控制力矩陀螺的框架轴承处安装一个隔振元件，每个隔振元件包含有多个金属弹簧，通过球铰分别与隔振元件的内壁和外壁相连。隔振元件的内壁套在单框架控制力矩陀螺的框架轴承上，实现与单框架控制力矩陀螺框架轴的连接。隔振元件的外壁直接与卫星本体固定连接。该隔振元件的使用能够有效地解决单框架控制力矩陀螺的振动问题，并且由于具有解耦的特性，能够有效快速地实现对隔振元件的参数设计。通过使用该隔振元件，也能够大幅度提高卫星的姿态稳定度。

主权项

1.一种提高航天器姿态稳定度的方法，其特征在于：具体步骤如下：步骤一、根据卫星携带的单框架控制力矩陀螺的个数，确定隔振元件的个数；每一个单框架控制力矩陀螺的框架轴两端都装有一个隔振元件，以实现对单框架控制力矩陀螺的振动隔离；步骤二、根据单框架控制力矩陀螺的框架轴承的直径确定隔振元件的内套筒和外套筒的横截面直径以及隔振元件所包含的金属弹簧原长；框架轴承直径为a,则隔振元件的内套筒横截面直径r_n＝a,隔振元件的外套筒横截面直径r_w＝1.4a，隔振元件的金属弹簧原长步骤三、根据隔振元件安装形式，并认为隔振元件中每个金属弹簧只能轴向伸缩，首先根据矢量关系得到每个金属弹簧的长度向量Si，长度li，伸长量Δli，沿弹簧轴向的单位向量si，弹簧伸缩速度vi；分别如下：li＝||Si||  (2)si＝Si/li  (4)vi＝vCi·si  (5)其中，外壁连接点位置矢量列阵，是内壁连接点的位置矢量列阵、是内壁连接点的速度矢量列阵，是弹簧i的原长；步骤四、令ki作为金属弹簧的弹簧刚度系数，ci作为金属弹簧的弹簧阻尼系数，能够写出弹簧i产生的弹力Fi、以及对SGCMG中心点的力矩Ti，具体如下Fi＝‑(kiΔli+civi)si  (6)定义为单框架控制力矩陀螺的框架零位置坐标系到卫星本体系的坐标转换矩阵。对隔振元件中所有由弹簧产生的力和力矩求和得SGCMG所受合力F_c与合力矩T_c及由隔振元件传递给卫星本体的力F_oc和力矩T_oc分别为步骤五、定义ρw为单框架控制力矩陀螺的转子惯性主轴坐标系中心到转子坐标系中心的矢量，ρw能够用于描述转子的静不平衡量；定义AwI为单框架控制力矩陀螺的转子惯性主轴坐标系到转子坐标系的转换矩阵，AwI能够用于描述转子的动不平衡量；根据动量定理和角动量定理，得到考虑了单框架控制力矩陀螺转子的静不平衡量和动不平衡量情况下的单框架控制力矩陀螺动力学模型，如下：其中m表示SGCMG的转子和框架的总质量，和分别表示SGCMG的速度和角速度，F_c和T_c是SGCMG所受隔振元件的弹簧产生的合力与产生的合力矩；的详细表达式如下所示：其中，上标“×”表示矢量列阵的反对称斜方阵，ω_c表示在SGCMG框架坐标系下描述的SGCMG框架以及转子的绝对角速度之和，m_g表示SGCMG框架质量，m_w表示SGCMG转子质量，ρ_c是将ρ_w描述在SGCMG框架坐标系下的矩阵形式，v_c表示在SGCMG框架坐标系下描述的SGCMG框架以及转子的绝对速度之和，表示在SGCMG框架坐标系下描述的星体绝对角速度，表示在SGCMG框架坐标系下描述的框架几何中心绝对速度，表示在SGCMG框架坐标系下描述的SGCMG动量，表示在SGCMG框架坐标系下描述的SGCMG角动量，r_c表示惯性坐标系的中心到SGCMG框架坐标系中心的矢量，I_w表示SGCMG转子的转动惯量，I_g表示SGCMG框架的转动惯量，ω_c1表示在SGCMG框架坐标系下描述的框架绝对角速度；步骤六、认为卫星上携带的单框架控制力矩陀螺的个数为h，根据步骤四中得到的每个SGCMG隔振元件传递给卫星本体的力和力矩表达式，得到所有的SGCMG通过各自的隔振元件传递给卫星本体的合力和合力矩表达式，具体如下：根据动量定理和角动量定理得到卫星本体的动力学模型为其中，mb是卫星本体质量，Ib是卫星本体惯量，vb和ωb分别是卫星本体的速度和角速度，Tc是控制力矩；步骤七：通过使用比例积分微分(PID)控制器作为姿态控制器，求得卫星进行姿态控制时所需的控制力矩；具体公式如下：Tc＝[Tcx Tcy Tcz]T  (18)其中，K_p，K_d，K_i是PID控制器的参数；e_θ＝θ_r‑θ，e_ψ＝ψ_r‑ψ，θ和ψ是卫星的姿态角度，θ_r和ψ_r是卫星的期望姿态角度；步骤八：将步骤七解算出的控制力矩带入到步骤六的卫星本体的动力学模型中，能够求出卫星本体的角速度；在卫星姿态稳定控制中，认为因此，对卫星本体的角速度进行时间积分解得卫星本体的姿态角度；步骤九：再重复步骤三到步骤八，即能够实现航天器姿态稳定控制。