[发明专利]一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

目前，航天器姿态控制系统的执行机构主要包括三大类：(1)推力器；(2)飞轮执行机构：包括反作用轮、(偏置)动量轮、框架动量轮和控制力矩陀螺；(3)环境力矩执行机构。控制力矩陀螺(Control Moment Gyro，CMG)既可以产生较大的控制力矩，又可以实现高精度的姿态控制，且不消耗不可再生的工质，是一种较为理想的航天器姿态控制执行机构。单框架控制力矩陀螺(SGCMG)又因其只产生一个自由度的控制力矩、结构简单、输出力矩大、动态响应好成为了灵敏小航天器姿态控制执行机构的最佳选择。

传统研究中，SGCMG的框架轴是固联于星体上的，转子角动量方向的改变只能依赖于框架绕框架轴的转动，从而达到力矩输出的目的。而单个的控制力矩陀螺只有一个自由度的力矩输出能力，角动量轨迹只是平面上的圆，因此要进行航天器姿态的三轴稳定控制，需要至少三个以上的控制力矩陀螺。多只陀螺组成的陀螺群系统通过不同方向的框架轴安装，使不同框架角组合在空间可以有不同的角动量输出。同时SGCMGs在应用中的主要缺点是存在奇异问题，当所有SGCMG的力矩输出方向共面或共线时，SGCMGs不能输出该平面或该直线法线方向上的控制力矩，此时SGCMGs处于奇异状态。所以操纵律设计以及重构所面临的最主要的基本问题是解决控制力矩陀螺群的奇异问题。

航天器在轨运行期间另一个值得注意的问题是执行机构的失效问题。航天活动是一项高投入、高风险的活动，成功与否涉及到巨大的社会效益和经济效益，一次航天活动的失败所造成的直接和间接损失有时是无法估量的。航天器的工作环境恶劣，人为因素、机械故障甚至陀螺系统饱和都会造成CMGs不同程度的失效。同时，航天器的工作环境限制决定了故障部件的维修和更换极为困难。当陀螺群中部分陀螺失效后，常见的处理措施为锁死框架，采用喷气的方式将失效陀螺转子转速降为零，使失效陀螺彻底丧失角动量交换能力。这种处理方法首先使陀螺群构型的均匀对称性受到破坏，角动量包络体发生变形，削弱其近球性。其次，失效陀螺的转子转速在降为零的过程中，将产生很大的反作用力矩，严重影响航天器姿态稳定。部分陀螺失效后，由于剩余陀螺仍能正常工作，陀螺群并没有完全丧失姿态控制能力。通过操纵律重构，充分利用剩余的陀螺群操纵能力，仍有可能对航天器进行姿态控制，满足相应的任务要求。

清华大学学报(自然科学版)2010年02期第307页——第311页，文章题目“控制力矩陀螺部分失效时灵敏航天器的姿态机动控制”中涉及到了应用单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构，在部分陀螺失效时，灵敏航天器姿态机动的控制问题。主要采用坐标变换的方法，基于最优化理论，利用失效后剩余陀螺的最大角动量包络来提供较大力矩输出。从此方法本身来看，在一定程度上增大了失效之后剩余陀螺的利用率，但是该方法采用的直接对角动量进行旋转变化的方式在实际应用中实现不了，不具有实际意义。

发明内容

本发明的目的是为了解决传统固定结构的控制力矩陀螺群中部分陀螺失效之后，陀螺群角动量包络体严重变形以及陀螺群运转异常等问题，提供一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的；

本发明的一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法：

首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持均匀对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同，根据需要可采用单框架控制力矩陀螺的个数为四个或四个以上；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨均匀对称分布。

实现该方法的装置包括：单框架控制力矩陀螺、滑轨、星载控制模块、锁定模块、定位模块；