[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

说明书

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，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术

飞轮(RW)和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是两种被广泛用于航天器姿态控制的电驱动执行机构，飞轮可以归结为一个可变速转子，机构如图3所示，改变转子转速可以改变飞轮的角动量大小，其与航天器本体的角动量交换过程驱使航天器本体发生运动；控制力矩陀螺由动量飞轮、支撑飞轮的框架和框架转动伺服系统组成，其伺服系统驱动框架转动可以改变动量飞轮的角动量方向，作为一种角动量交换机构驱动航天器本体发生运动；多个飞轮(RW)组合进行于航天器姿态控制时，存在执行机构输出力矩小，且响应较慢的问题；相比RW，SGCMG具有动态响应快、控制力矩大等优点，但同时SGCMG结构复杂，造价高昂且具有奇异问题，即多个SGCMG组成的陀螺群在某一框架角组合下，沿某一方向或在某个平面上无法输出力矩，此时，操纵律设计需考虑角动量包络内部复杂的奇异点，从而使得控制算法设计复杂，且计算量大。

发明内容

本发明目的是为了解决现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题，提供了一种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。

本发明所述一种结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，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、矩形框架B、剪式力矩陀螺A、剪式力矩陀螺B和四对转轴；

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

矩形框架A和矩形框架B的长边之间通过一对转轴转动连接；

剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B分别均设置在矩形框架B内；

且剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B分别通过一对转轴与矩形框架B转动连接；剪式力矩陀螺A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，控制航天器的姿态变换，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，抵消干扰力矩，使航天器姿态不受干扰力矩的影响。

优选的，本发明中，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。

优选的，本发明中，矩形框架A和矩形框架B之间的一对轴所在直线与航天器中轴线平行。

上述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，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；