[发明专利]单轴快速机动航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法

权利要求书

1.单轴快速机动航天器飞轮构型，其特征是：该构型中包括有五个飞轮，其中一个飞轮的轴线与机动轴的轴线相重合，另外四个飞轮为斜装飞轮；

每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角均为β，β为实数；相邻两个斜装飞轮的转轴在航天器非机动平面上的投影的夹角为90°，位于所述航天器非机动平面上的每个斜装飞轮的投影与航天器俯仰轴的夹角和航天器偏航轴的夹角均为45°。

2.根据权利要求1所述的单轴快速机动航天器飞轮构型，其特征在于，每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角β的取值范围是：

3.权利要求1所述单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，其特征是：它由以下步骤实现：

步骤一、根据每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角β，构造飞轮的安装矩阵U：

U=1cosβcosβcosβcosβ022sinβ-22sinβ-22sinβ22sinβ022sinβ22sinβ-22sinβ-22sinβ]]>

步骤二、根据航天器的最小功耗和步骤一获得的安装矩阵U，根据公式：

D＝U^T(UU^T)^-1

构造飞轮的分配矩阵D：

D=11+4cos2β00cosβ1+4cos2β24sinβ24sinβcosβ1+4cos2β24sinβ24sinβcosβ1+4cos2β-24sinβ24sinβcosβ1+4cos2β24sinβ-24sinβ;]]>

步骤三、对航天器非机动轴的最大力矩进行估算，获得航天器非机动轴的最大力矩值T_Nmax：

TNmax=TymaxTzmax=Kpy|θmax|+Kdy|ωymax|Kpz|ψmax|+Kdz|ωzmax|;]]>

式中：T_Nmax为航天器非机动轴所需的矩阵向量；T_ymax为在滚动轴机动过程中俯仰轴所需的最大力矩，T_zmax为在滚动轴机动过程中偏航轴所需的最大力矩；K_py为俯仰轴的PD控制器的比例系数；K_dy为俯仰轴的PD控制器的微分系数；K_pz为偏航轴的PD控制器的比例系数；K_dz为偏航轴的PD控制器的微分系数；θ_max为机动过程中俯仰角的最大值；ω_ymax为机动过程中俯仰轴角速度的最大值；ψ_max为机动过程中偏航角的最大值；ω_zmax为机动过程中偏航轴角速度的最大值；

步骤四、根据步骤二中获得的飞轮的分配矩阵D、步骤三获得的航天器非机动轴的最大力矩值T_Nmax和每个飞轮能够提供的最大力矩为T_wmax获得机动轴力矩的最优安装角β_T；

步骤五、根据步骤四获得的机动轴力矩的最优安装角β_T，根据所述最优安装角β_T对单轴快速机动航天器飞轮构型进行调整，从而实现单轴快速机动航天器飞轮构型的优化。

4.根据权利要求3所述的单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，其特征在于步骤四中所述根据步骤二中获得的飞轮的分配矩阵D、步骤三获得的航天器非机动轴的最大力矩值T_Nmax和每个飞轮能够提供的最大力矩为T_wmax获得机动轴力矩的最优安装角β_T的具体方法为：

根据每个飞轮所提供的力矩小于或等于飞轮的力矩上限的原则，获得约束不等式：

DT_cmax≤T_wmax

式中：T_cmax＝[T_xmax T_ymax T_zmax]^T，为五个飞轮分配在卫星三轴的最大指令力矩；

式中：T_wmax为各个飞轮能够提供的最大力矩值组成的列阵；T_xmax为飞轮能够在滚动轴提供的最大力矩；

令T_ymax+T_zmax＝T_y+z，将DT_cmax≤T_wmax展开，获得：

max{|Tw2|···|Tw5|}≥cosβ1+4cos2βTxmax+2(Tzmax+Tymax)|4sinβ|Twmax≥11+4cos2βTxmax]]>

式中：T_x+y是一个中间变量；

简化为：

Txmax≤Twmax(1+4cos2β)Txmax≤(Twmax-2Ty+z4sinβ)(1cosβ+4cosβ)2Ty+z4sinβ≤Twmax0≤β≤π2]]>

根据：

T_xmax＝T_wmax(1+4cos²β)在β∈0π2]]>内是关于β的减函数，Txmax=(Twmax-2Ty+z4sinβ)(1cosβ+4cosβ)]]>在β∈0π3]]>内是关于β的增函数，且在β∈π3π2]]>内是减函数；

则机动轴力矩的最优安装角β_T的取值为下面方程关于β的解：

2Ty+z4Twmax=(1-cosβ)sinβ.]]>