[发明专利]一种基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态角速率测量方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态角速率测量方法，适用于航天器的姿态测量。

技术背景

CMG是空间机动平台和空间站等大型航天器实现姿态控制的关键执行机构，磁悬浮CMG具有高转速、无接触、无摩擦、低功耗、长寿命、高可靠性、高控制精度等特点，凭借这些显著地优点磁悬浮CMG成为CMG的重要发展方向。

CMG主要由恒速运动的转子和框架伺服系统组成，通过转动框架实现转子角动量的强制改变，从而向外输出陀螺力矩，实现航天器的姿态控制。目前对航天器进行姿态检测主要是在航天器姿态控制系统中附加速率陀螺，通过速率陀螺来敏感航天器的姿态，进而实现对航天器姿态的闭环控制。

传统姿控系统的体积重量往往很大，且一旦速率陀螺发生故障，姿控系统便陷入瘫痪状态，此外由于检测装置与执行装置之间往往存在减震隔离装置，导致控制与检测不同步，不能实现较高精度的控制要求。为了解决这个问题，郑世强通过双框架磁悬浮CMG，将力矩执行和姿态测量结合起来，但此研究将测量和控制分时复用，磁悬浮CMG某一时刻只能工作在一种状态，测量和控制未能同时进行；刘彬提出了一种磁悬浮陀螺飞轮的设计方案，磁悬浮陀螺飞轮虽然控制和测量可以同时进行，但这种方法并没有得到三轴姿态角速率的解析表达式，不仅实用性不强，而且不便于从机理上分析姿态角速率与系统参数之间的关系。

发明内容

本发明的技术解决问题是：为了克服现有航天器姿控系统由于检测和控制不共位导致的异位控制等问题，提出了一种基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态角速率测量方法。该方法不仅可以实现测量和控制未能同时进行，而且可以得到三轴姿态角速率的解析表达式，为航天器的姿态控制提供了一种新的技术途径。

本发明的技术解决方案是：根据刚体动力学和坐标变换原理建立磁悬浮转子动力学方程；利用便于直接测量和计算的磁悬浮转子所受合外力矩以及航天器和框架静止时的磁悬浮转子所受力矩，间接得到航天器和框架转动时对磁悬浮转子的作用力矩；根据惯量矩定理和姿态测量一体化原理，利用四棱锥执行机构中的磁悬浮CMG，给出了航天器的姿态角速率的解析解。具体包括以下步骤：

(1)根据刚体动力学和坐标变换原理建立磁悬浮转子动力学方程为：

其中，

式中，H^r表示在转子系下转子的角动量，I表示转子绕CMG参考坐标系旋转的转动惯量，I_r表示转子径向转动惯量，I_z表示转子轴向转动惯量，Ωⁱ表示转子的绝对角速度，表示转子坐标系的绝对角速度，即相对于惯性空间的转速。表示转子相对磁轴承的偏转速度，表示转子相对于惯性空间的速度、为CMG参考系相对于惯性空间的速度，为磁轴承坐标系到转子坐标系的变换矩阵，为框架坐标系到磁轴承坐标系的变换矩阵，为CMG参考系相对于框架坐标系的变换矩阵，α是转子在y轴方向的径向偏转角，β是转子在x方向的径向偏转角，是转子在y轴方向的径向偏转角速度，是转子在x轴方向的径向偏转角速度，和为CMG参考系相对于惯性空间的角速度，δ为从CMG参考坐标系到框架坐标系的旋转角度，为沿X_cmg轴的框架角速率，为星体投影到框架转轴的角速度。

(2)建立转子力矩方程

根据测控一体化原理，转子所受合外力矩M^r在转子系下的表达式可分解为两部分：

又转子所受合外力矩也可以表示为：

磁悬浮转子所受磁力可表示成如下线性形式：

f_λ＝k_iλi_λ+k_hλh_λ(λ＝ax,ay,bx,by)

在稳态时磁轴承控制系统的动力学方程中和均为0，假设转子转速恒定并忽略包含α和β的一次项，的表达式为：

α＝(h_ay-h_by)/(2l_m)，β＝(h_ax-h_bx)/(2l_m)