專利名稱：一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天器姿態(tài)的控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具體地說(shuō)，是涉及一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)，屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
隨著航天事業(yè)的發(fā)展，對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的精度、壽命以及可靠性的要求也越來(lái)越高。星上姿態(tài)控制主要指對(duì)航天器在軌姿態(tài)角度的控制，指俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)， 一般將航天器姿態(tài)投影在某坐標(biāo)系下，用歐拉角或四元數(shù)表述該坐標(biāo)系的姿態(tài)變化。相應(yīng)的控制方法多種多樣，例如在工業(yè)界中應(yīng)用廣泛且成熟的PID控制方法。PID控制方法可參考吳麒，王詩(shī)宓，《自動(dòng)控制原理(第二版，上冊(cè))》，清華大學(xué)出版社，234-237。
對(duì)航天器的姿態(tài)進(jìn)行控制則一般通過(guò)某種執(zhí)行機(jī)構(gòu)改變航天器的歐拉角或四元數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。目前航天器采用的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有噴氣推力器、角動(dòng)量交換裝置、磁力矩器等，其中角動(dòng)量交換裝置具有能夠提供連續(xù)姿態(tài)控制力矩、不消耗燃料、不污染光學(xué)設(shè)備和飛行環(huán)境、不易激發(fā)航天器撓性附件的振動(dòng)、能完全抵消外部干擾力矩中的周期性等優(yōu)點(diǎn)，因而作為航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的主執(zhí)行機(jī)構(gòu)廣泛應(yīng)用于高精度、長(zhǎng)壽命的航天器。比較成熟的角動(dòng)量交換裝置主要包括有反作用輪(Reaction Wheels, Rffs)、動(dòng)量輪(Momentum Wheels, MWs)、單框架控制力矩陀螺(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)、雙框架控制力矩陀螺(Double Gimbal Control Moment Gyros，DGCMGs)和變速控制力矩陀螺 (Variable Speed Control Moment Gyros, VSCMGs)等，其中，RWs 和 MWs 的技術(shù)已經(jīng)很成熟，廣泛應(yīng)用于國(guó)內(nèi)外多種型號(hào)衛(wèi)星的高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，其工作原理為角動(dòng)量交換，可以參看《航天器飛行動(dòng)力學(xué)原理》，肖業(yè)倫著，宇航出版社，195-196，的相關(guān)內(nèi)容得知環(huán)形角動(dòng)量交換器通過(guò)自身的流速調(diào)節(jié)為航天器提供相應(yīng)的控制力矩。
然而，現(xiàn)有的基于陀螺旋轉(zhuǎn)原理設(shè)計(jì)的角動(dòng)量交換裝置都是安裝在相應(yīng)轉(zhuǎn)軸上的固體旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，轉(zhuǎn)子本身結(jié)構(gòu)不平衡導(dǎo)致其高速旋轉(zhuǎn)時(shí)引起航天器的抖動(dòng)，影響了星載光學(xué)設(shè)備的成像質(zhì)量；或者由于框架支撐所使用的機(jī)械軸承滾珠表面缺陷引起軸承摩擦過(guò)熱，使整個(gè)控制力矩陀螺單機(jī)報(bào)廢。發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有技術(shù)中控制力矩陀螺在進(jìn)行角動(dòng)量交換過(guò)程中出現(xiàn)的不穩(wěn)定、不平衡的問(wèn)題，提出一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)。
本發(fā)明的目的是通過(guò)下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。
本發(fā)明的一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，具體步驟如下
步驟1、通過(guò)航天器的姿態(tài)敏感器得到航天器姿態(tài)參數(shù)后，根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值通過(guò)PID控制方法得到航天器所需的三軸控制力矩矢量:Te ；
步驟2、依據(jù)動(dòng)量矩定理，將不少于三個(gè)的本發(fā)明的執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝在航天器上4時(shí)，可知航天器與執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)航天器質(zhì)心的總動(dòng)量矩 且
權(quán)利要求
1. 一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，其特征在于具體步驟如下 步驟1、通過(guò)航天器的姿態(tài)敏感器得到航天器姿態(tài)參數(shù)后，根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值通過(guò)PID控制方法得到航天器所需的三軸控制力矩矢量fe ；步驟2、依據(jù)動(dòng)量矩定理，將不少于三個(gè)的本發(fā)明的執(zhí)行機(jī)構(gòu)安裝在航天器上時(shí)，可知航天器與執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)航天器質(zhì)心的總動(dòng)量矩應(yīng)= /fi5 + / q，且
2. 一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，其特征在于包括充液環(huán)形管(1)、 壓力泵(2)、貯油箱(3)、閥門、出液連管(5)、回液連管(6)和控制機(jī)構(gòu)；其連接關(guān)系為 貯油箱外接出液連管(5)、回液連管(6)；貯油箱頂部帶有閥門，閥門(4)通過(guò)管路連接到航天器的液體燃料貯箱；出液連管( 的另一端連接在壓力泵( 上；壓力泵( 與充液環(huán)形管(1)固連；回液連管(6)的另一端與充液環(huán)形管(1)固連；充液環(huán)形管(1)、壓力泵 (2)、貯油箱(3)、閥門(4)、出液連管(5)和回液連管(6)連接構(gòu)成流動(dòng)回路；控制機(jī)構(gòu)則用來(lái)控制壓力泵O)。將本發(fā)明設(shè)計(jì)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，分別安裝在航天器(7)相互垂直的三軸，即 X軸、Y軸和Z軸上。其工作過(guò)程為通過(guò)控制機(jī)構(gòu)控制壓力泵(2)使貯油箱中的液體燃料加速泵入充液環(huán)形管(1)中；根據(jù)所需的三軸控制力矩(Tcx，TCY, Tcz)的大小和方向得到需要液體燃料在充液環(huán)形管(1)中的流速Ω改變量，即G的變化率 ，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)的角動(dòng)量H 產(chǎn)生相應(yīng)的變化，得到對(duì)航天器(7)輸出的執(zhí)行機(jī)構(gòu)角動(dòng)量H，通過(guò)對(duì)壓力泵( 的控制，能夠改變充液環(huán)形管(1)內(nèi)的液體燃料流速Ω，從而得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)航天器的三軸控制力矩 (τ)，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器姿態(tài)的穩(wěn)定和控制。
3.如權(quán)利要求1所述的一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，其特征在于步驟4 所述的執(zhí)行機(jī)構(gòu)中壓力泵(2)根據(jù)所需變化率<的要求輸出功率，是通過(guò)控制電流或者電壓來(lái)實(shí)現(xiàn)的。
全文摘要
一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)，屬航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值得到航天器所需的三軸控制力矩矢量根據(jù)動(dòng)量矩定理得到與液體燃料流動(dòng)的角速度變化的關(guān)系；根據(jù)環(huán)形管流體角動(dòng)量交換設(shè)備工作原理，得到與液體燃料流動(dòng)時(shí)沿管切向的速度矢量的變化率的關(guān)系；壓力泵按照產(chǎn)生相應(yīng)的所需要的條件控制壓力泵的功率，對(duì)液體做功，使其流速改變，從而對(duì)航天器質(zhì)心的角動(dòng)量H改變，則航天器10的姿態(tài)改變；其改變后的姿態(tài)通過(guò)敏感器測(cè)量與期望姿態(tài)進(jìn)行比較，重新回到步驟1。實(shí)現(xiàn)本發(fā)明方法的一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括充液環(huán)形管、壓力泵、貯油箱、閥門、出液連管、回液連管和控制機(jī)構(gòu)。
文檔編號(hào)B64G1/24GK102530269SQ20111046012
公開(kāi)日2012年7月4日 申請(qǐng)日期2011年12月31日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月31日
發(fā)明者關(guān)宏, 徐世杰, 賈英宏 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)