動(dòng)慣量；
[0197] Swlf 一一轉(zhuǎn)子的靜矩在準(zhǔn)幾何系下的表示；
[0198] Fdb--本體所受擾動(dòng)力；
[0199] Tdb--本體所受的擾動(dòng)力矩；
[0200] Fdgl--框架所受擾動(dòng)力；
[0201] Tdgl--框架所受的擾動(dòng)力矩；
[0202] Fdwl--轉(zhuǎn)子所受擾動(dòng)力；
[0203] Tdwl--轉(zhuǎn)子所受的擾動(dòng)力矩；
[0204] 根據(jù)公式（5)可寫(xiě)出航天器-控制力矩陀螺系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程，其中認(rèn)為慣性坐 標(biāo)系中心到衛(wèi)星星體坐標(biāo)系中心的矢量列陣r b為零，4個(gè)控制力矩陀螺在本體上的安裝位 置矢量為：
[0206] 步驟七：根據(jù)步驟六求得的航天器系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程（5a)可以計(jì)算出航天器的角 速度，由公式⑶可由角速度〇^計(jì)算出姿態(tài)角度Θ b:
[0209] 〇b= [ω x, coy, ω J τ，為航天器三軸的角速度。
[0210] 由航天器的角速度和姿態(tài)角度帶入方程（1)和方程（3)中可以計(jì)算出下一時(shí)刻的 彈簧阻尼支桿運(yùn)動(dòng)情況；
[0211] 步驟八：由得知的上平臺(tái)系統(tǒng)的姿態(tài)角度和角速度以及衛(wèi)星星體的姿態(tài)角度和角 速度，再重復(fù)步驟二到步驟七，進(jìn)行重復(fù)迭代計(jì)算，計(jì)算時(shí)間設(shè)置為120秒，從步驟二到步 驟六的每一次循環(huán)使用的時(shí)間是0. 001秒。可得到圖4和圖5的航天器本體姿態(tài)角度和姿 態(tài)角速度效果圖。由于光學(xué)有效載荷的姿態(tài)角度（歐拉角）和歐拉角速度（歐拉角對(duì)時(shí)間 的微分）分別表征了它成像精度和成像穩(wěn)定度，則可判定出此新型隔振平臺(tái)使得光學(xué)有效 載荷成像精度由4. 5 X 10 5Cleg提高到了 I. 3 X 10 sdeg，成像穩(wěn)定度由9 X 10 4deg/s提高到 了 0. 8X10 6deg/s，穩(wěn)定度數(shù)值提高至少兩個(gè)量級(jí)。
[0212] 本發(fā)明保護(hù)范圍不僅局限于本實(shí)施例，本實(shí)施例用于解釋本發(fā)明，凡與本發(fā)明在 相同原理和構(gòu)思條件下的變更或修改均在本發(fā)明公開(kāi)的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，其特征在于：具體步驟如 下： 步驟一：根據(jù)衛(wèi)星所攜帶的控制力矩陀螺的個(gè)數(shù)來(lái)確定使用內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)的個(gè)數(shù)，做 到每個(gè)控制力矩陀螺都使用對(duì)應(yīng)的內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)來(lái)隔離控制力矩陀螺造成的高頻振動(dòng)； 步驟二：選用任意一個(gè)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)，將柔性支撐結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為彈簧阻尼支桿；轉(zhuǎn)子與 框架之間的彈簧阻尼支桿運(yùn)動(dòng)方程為： IwijO - I I S wijO I I - I I rfgi+Agfirrwpij_rrwbij I iwij= 11swij Kn = Swui Vs?i、1) 式⑴中： 1W1J0一一第j根彈簧阻尼支桿的原長(zhǎng)； 1W1J一一第j根彈簧阻尼支桿當(dāng)前時(shí)刻的長(zhǎng)度； Lj一一第j根彈簧阻尼支桿的變形速度； rfgi--框架中心到轉(zhuǎn)子中心的位置矢量 vgi--框架的速度； rrwpiJ一一轉(zhuǎn)子中心到第j根彈簧阻尼支桿在轉(zhuǎn)子上的安裝點(diǎn)的位置矢量； Agfl一一轉(zhuǎn)子準(zhǔn)幾何坐標(biāo)系到框架系的轉(zhuǎn)換矩陣； rrwblJ一一框架中心到第j根彈簧阻尼支桿在框架上的安裝點(diǎn)的位置矢量；其余符號(hào)為 計(jì)算中間產(chǎn)生的量； rx一一矢量的反對(duì)稱矩陣，其中r可以為任意矢量，r= [rx,ry,rJ 注意，j取 1、2、··· 6由步驟二可得知彈簧阻尼支桿的長(zhǎng)度lwl]與變形情況/胃·； 步驟三：根據(jù)步驟二求得的彈簧阻尼支桿的長(zhǎng)度與變形情況，能夠知道轉(zhuǎn)子與框架之 間的彈簧阻尼支桿受力情況：FWS1J=-FWU1J (1) 其中， FWU1J一一轉(zhuǎn)子所受到的第j根彈簧阻尼支桿的力； FWS1J一一框架所受到的第j根彈簧阻尼支桿的力；kWJ一一第j根彈簧阻尼支桿的剛度系數(shù)； cWJ一一第j根彈簧阻尼支桿的阻尼系數(shù)； 并結(jié)合步驟二所求得的參數(shù)，計(jì)算出轉(zhuǎn)子與框架之間的彈簧阻尼支桿受力情況； 步驟四：框架與航天器之間的彈簧阻尼支桿運(yùn)動(dòng)方程為： igi.i= 11sgij lgijO= I I S gijO I I = I I rrgpij_rrgbij igi=SgdVsgi(3:) 其中， lglJ〇一一第j根彈簧阻尼支桿的原長(zhǎng)； lglJ一一第j根彈簧阻尼支桿當(dāng)前時(shí)刻的長(zhǎng)度； y一一第j根彈簧阻尼支桿的變形速度； rrgpiJ一一框架中心到第j根彈簧阻尼支桿在框架±的安裝點(diǎn)的位置矢量：；rrgpiJ一一框架中心到第j根彈簧阻尼支桿在框架±的安裝點(diǎn)的位置矢量：； 其余符號(hào)為計(jì)算中間產(chǎn)生的量； 注意，j取7、8、…12 由步驟四可求得框架與航天器之間的彈簧阻尼支桿的長(zhǎng)度lgl]與變形情況 步驟五：根據(jù)步驟四求得的彈簧阻尼支桿的長(zhǎng)度與變形情況，能夠計(jì)算出框架與航天 器之間的支桿受力為： FgslJ= -FgulJ⑵ 其中， FgulJ一一框架所受到的第j根支桿的力； FgslJ一一航天器所受到的第j根支桿的力；kgj--第j根支桿的剛度系數(shù)； cgJ一一第j根支桿的阻尼系數(shù)； 并結(jié)合步驟四所求得的參數(shù)，計(jì)算出框架與航天器之間的支桿受力情況； 步驟六：由步驟三得到的Fwsl#FWU1]，以及步驟五得到的Fgsl^Fgul]，再結(jié)合力的相互 作用原理，可得出含有一套控制力矩陀螺的整星動(dòng)力學(xué)方程；該方程包含了航天器的動(dòng)力 學(xué)方程，框架的動(dòng)力學(xué)方程，和轉(zhuǎn)子的動(dòng)力學(xué)方程；具體如下所示：其中式（a)是航天器本體的動(dòng)力學(xué)方程，式（b)是框架的動(dòng)力學(xué)方程，式（c)是轉(zhuǎn)子的 動(dòng)力學(xué)方程；式中： mb--衛(wèi)星星體的質(zhì)量； Ib-一衛(wèi)星星體的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； Sb--衛(wèi)星星體的靜矩； mgl--框架的質(zhì)量； IB1一一框架的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； Sgl一一框架的靜矩； mwi--轉(zhuǎn)子的質(zhì)量； 1"一一轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量； Swlf 一一轉(zhuǎn)子的靜矩在準(zhǔn)幾何系下的表示； Fdb--本體所受擾動(dòng)力； Tdb--本體所受的擾動(dòng)力矩； Fdgi--框架所受擾動(dòng)力； Tdgl一一框架所受的擾動(dòng)力矩； Fdwl--轉(zhuǎn)子所受擾動(dòng)力； Tdwl一一轉(zhuǎn)子所受的擾動(dòng)力矩； 步驟七：根據(jù)步驟六求得的航天器系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程（5a)可以計(jì)算出航天器的角速度 ?b和姿態(tài)角度Θb，由航天器的角速度和角度帶入方程（1)和方程（3)中可以計(jì)算出下一 時(shí)刻的彈簧阻尼支桿運(yùn)動(dòng)情況； 步驟八：再重復(fù)步驟二到步驟七，即能夠?qū)崿F(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制。2. 如權(quán)利要求1所述的一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，其特 征在于：所述步驟八實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的過(guò)程，可繪制衛(wèi)星本體的姿態(tài)角度和姿態(tài) 角速度的時(shí)間歷程圖，通過(guò)效果圖能夠判定衛(wèi)星本體姿態(tài)穩(wěn)定度的提高程度。3. 如權(quán)利要求1所述的一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，其特 征在于：步驟一所述的內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)，由多個(gè)柔性支撐結(jié)構(gòu)（1)組成；柔性支撐結(jié)構(gòu)（1)位 于轉(zhuǎn)子（2)與框架（3)之間以及框架（3)與航天器之間；當(dāng)控制力矩陀螺工作時(shí)，柔性支撐 結(jié)構(gòu)（1)即會(huì)開(kāi)始產(chǎn)生隔振效果，從而抑制轉(zhuǎn)子（2)產(chǎn)生的擾動(dòng)。4. 如權(quán)利要求3所述的一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，其特 征在于：所述多個(gè)柔性支撐結(jié)構(gòu)（1)的數(shù)量至少為四個(gè)，其中兩個(gè)固定連接在轉(zhuǎn)子（2)與框 架（3)之間，另兩個(gè)固定連接在框架（3)與航天器之間。5. 如權(quán)利要求3或4所述的一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法， 其特征在于：所述柔性支撐結(jié)構(gòu)包括剛性支撐部分（4)和柔性變形部分（5)，剛性支撐部分 (4)和柔性變形部分（5)固定連接。6.如權(quán)利要求5所述的一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，其特 征在于：所述的剛性支撐部分（4)采用鈦合金材料；柔性變形部分（5)為橡膠材料。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明涉及一種通過(guò)內(nèi)部隔振結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制的方法，屬于高頻振動(dòng)控制領(lǐng)域。由多個(gè)柔性支撐結(jié)構(gòu)組成；柔性支撐結(jié)構(gòu)位于轉(zhuǎn)子與框架之間以及框架與航天器之間；當(dāng)控制力矩陀螺工作時(shí)，柔性支撐結(jié)構(gòu)即會(huì)開(kāi)始產(chǎn)生隔振效果，從而抑制轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的擾動(dòng)。所述多個(gè)柔性支撐結(jié)構(gòu)中部分固定連接在轉(zhuǎn)子與框架之間，其余部分固定連接在框架與航天器之間；該結(jié)構(gòu)的使用能夠有效地解決單框架控制力矩陀螺的振動(dòng)問(wèn)題，并且由于具有解耦的特性，能夠有效快速地實(shí)現(xiàn)對(duì)隔振元件的參數(shù)設(shè)計(jì)。通過(guò)使用該隔振元件，也能夠大幅度提高衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度。
【IPC分類(lèi)】G05D1/08
【公開(kāi)號(hào)】CN105259907
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510685080
【發(fā)明人】張景瑞, 郭子熙, 李文博, 王有懿, 張堯
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué)
【公開(kāi)日】2016年1月20日
【申請(qǐng)日】2015年10月20日