[發明專利]一種基于不同型譜單框架控制力矩陀螺的陀螺群構型設計方法

有效

• 申請號: 201810631162.3
• 申請日: 2018-06-19
• 公開（公告）號: CN108958273B
• 公開（公告）日: 2021-07-06
• 發明（設計）人: 劉培玲;王皓;崔華;宋效正;邊志強;洪振強
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 上海段和段律師事務所 31334
• 代理人: 李佳俊;郭國中

本發明提供了一種基于不同型譜單框架控制力矩陀螺的陀螺群構型設計方法，包括步驟：步驟A：根據總體任務需求，確定衛星質量特性及姿態控制的需求，如姿態機動時間等；步驟B：確定衛星姿態控制所需的執行機構總角動量；步驟C：確定滿足姿態控制總角動量需求的SGCMG群構型；步驟D：根據重量約束，選擇替換SGCMG群中的若干SGCMG；步驟E：分析/仿真替換后SGCMG群的角動量是否滿足姿態控制需求。本發明既能滿足衛星姿態穩定及姿態機動需求的同時，又能減輕單框架控制力矩陀螺群重量，達到衛星輕量化和成本節約化。

技術領域

本發明涉及航天飛行器控制領域，為一種采用多種型譜的單框架控制力矩陀螺組合成陀螺群的構型設計方法。

背景技術

執行機構為航天器提供姿態穩定或姿態機動所需的控制力矩，是姿態控制系統的重要組成部分。執行機構姿態控制方式主要有質量交換和動量交換兩種方式。質量交換方式具有大推力、響應速度快等優點，但這種方式需要增加專門的噴氣裝置，這樣會增加衛星的質量和成本，而且這種控制方式穩定性不佳。動量交換控制方式依據動量矩定理，為星體提供反作用控制力矩。常用的動量交換執行機構有反作用輪和控制力矩陀螺等。反作用輪方向不變，轉速改變，是目前小衛星姿控系統中應用最廣的執行機構，但其輸出力矩較小。相對于反作用輪，控制力矩陀螺輸出力矩更大，響應速度更快等特點。由于控制力矩陀螺以上優點，控制力矩陀螺在姿態控制領域受到越來越多的應用，目前在航天領域應用較廣的為單框架控制力矩陀螺(以下簡稱SGCMG)。

由于SGCMG的工作特性，在使用時SGCMG需要至少n臺(n≥2)同時工作，稱這種方式為控制力矩陀螺群(以下簡稱SGCMG群)。SGCMG群的基本要素有：SGCMG的安裝方式、SGCMG的數量、SGCMG群的角動量及最大的框架角速率。其中最大的框架角速率為SGCMG單機的設計特性，SGCMG群構型研究的主要研究內容為前三項。

SGCMG群構型按照安裝形式可分為兩大類：成對安裝和非成對對稱安裝。成對安裝是指在同一軸上安裝兩個SGCMG，這樣安裝可以減輕奇異面的復雜程度。代表構型有雙平行構型、三平行構型。非成對對稱安裝，是指在每一軸上只安裝一個SGCMG，而框架軸在空間成對稱分布，由于其對稱分布的特點，每個SGCMG在系統中處于相同的位置，作用也相同，這樣具有最高的失效效率，代表構型有金字塔構型、五棱錐構型等。評價SGCMG構型優劣的指標有靜態指標和動態指標，其中靜態指標依賴于構型的安裝矩陣，一旦構型確定就不再改變，是選擇合適SGCMG構型的依據。常見的SGCMG構型的靜態指標有構型效益，失效效益，可控效益，奇點損失率等。

經過調研，目前關于SGCMG群構型設計中均考慮的是采用同一型譜的SGCMG來組成SGCMG群。但是在工程研制過程中，可能受限于航天器的重量等因素，需要SGCMG群在提供所需的姿態機動及穩定的角動量時，能兼顧減重的需求，因此本發明提出了基于不同型譜單框架控制力矩陀螺的陀螺群構型設計方法，在一定程度上滿足了減重和姿態控制的雙重需求。

發明內容

針對減重和姿態控制的雙重需求，本發明提出了一種基于不同型譜單框架控制力矩陀螺的陀螺群構型設計方法。

本發明具體通過以下技術方案實現：

一種基于不同型譜單框架控制力矩陀螺的陀螺群構型設計方法，包括如下步驟：

步驟A：根據總體任務需求，確定衛星質量特性及姿態控制的需求，如姿態機動時間等；

步驟B：確定衛星姿態控制所需的執行機構總角動量；

步驟C：確定滿足姿態控制總角動量需求的SGCMG群構型；

步驟D：根據重量約束，選擇替換SGCMG群中的若干SGCMG；

步驟E：分析/仿真替換后SGCMG群的角動量是否滿足姿態控制需求。