[发明专利]结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法

权利要求书

1.结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，包括航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元；

所述航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元均装设在航天器本体上；

航天器姿态机动驱动组件包括矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)、剪式力矩陀螺B(2)和四对转轴；

矩形框架A(3)套设在矩形框架B(4)的外侧，且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的中心点重合；且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的长边和短边分别一一对应；

矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的长边之间通过一对转轴转动连接；

剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分别均设置在矩形框架B(4)内；

且剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分别通过一对转轴与矩形框架B(4)转动连接；剪式力矩陀螺A(1)通过一对转轴固定在航天器本体上；

所述干扰力矩吸收组件包括三个飞轮，所述三个飞轮相互正交垂直设置；所述三个飞轮分别通过转轴装设在航天器本体上；

配合控制单元用于接收航天器的姿态控制任务，控制航天器姿态机动驱动组件动作驱动航天器的姿态变换，获取航天器姿态机动驱动组件在控制航天器的姿态变换过程中产生的干扰力矩，控制干扰力矩吸收组件的飞轮转动，抵消所述干扰力矩。

2.根据权利要求1所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，干扰力矩吸收组件三个飞轮的两个飞轮所在平面与航天器中轴线平行。

3.根据权利要求1或2所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，矩形框架A(3)和矩形框架B(4)之间的一对轴所在直线与航天器中轴线平行。

4.根据权利要求1或2所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，与剪式力矩陀螺A(1)连接的转轴和与剪式力矩陀螺B(2)连接的转轴的中轴线平行。

5.结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，基于权利要求1至4中任一项所述结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构实现，其特征在于，包括：

步骤一、建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态；

步骤二、获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴；

步骤三、根据机动任务所绕欧拉轴，获取期望力矩方向；

步骤四、根据期望力矩方向，对矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度初始化，并获取剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转的期望角度θ_c，同时根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；

步骤五、相对旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)，使输出力矩逐渐增大，并判断航天器绕机动欧拉轴转过的角度是否达到期望角度θ_c的二分之一；若是，同时反转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)至初始角度，机动终止，航天器完成姿态机动；否则，执行步骤六；

步骤六、继续相对旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)直至剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转角度达到停止转动，判断航天器绕欧拉轴转过角度是否达到θ_c-θ_a，其中，θ_a为转过角度，若是，旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度直至为初始位置使航天器角速度为0rad/s，航天器完成姿态机动。

6.根据权利要求5所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤五和步骤六中，均还包括根据当前航天器的姿态误差欧拉参数，控制三个飞轮动作，对航天器在旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转过程中承受的陀螺干扰力矩抵消的步骤。