[發明專利]一種基于空間并聯機構的準萬向姿態執行機構

有效

• 申請號: 201910667368.6
• 申請日: 2019-07-23
• 公開（公告）號: CN110502024B
• 公開（公告）日: 2020-10-20
• 發明（設計）人: 張激揚;羅睿智;張強;卿濤;吳金濤;樊亞洪;翟百臣;王曉偉;王舒雁;周大寧;趙雷;路宏
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

一種基于空間并聯機構的準萬向姿態執行機構，包括并聯機構平臺等；并聯機構平臺是包括n條驅動支鏈、靜基座、動平臺的且至少具有兩個轉動自由度的空間并聯機構；輪體和高速電機的轉子一并安裝于軸承上；高速電機的定子和軸承一并安裝在并聯機構平臺的動平臺上；并聯機構平臺、輪體、高速電機和軸承通過并聯機構平臺的靜基座接口安裝于殼體內部；殼體外部的支耳與外部的航天器艙板連接；殼體包絡輪體的最大活動范圍；并聯機構平臺通過多條驅動支鏈的運動控制動平臺運動。本發明可實現航天器姿控平臺的超輕、超靜、超敏捷，尤其適用于如今快速發展的中小型衛星。

技術領域

本發明涉及一種準萬向姿態執行機構，屬于空間慣性姿態執行機構技術領域。

背景技術

飛輪與控制力矩陀螺已被廣泛應用于遙感衛星、通訊衛星和空間望遠鏡等航天器，是長壽命航天器實現姿態機動與穩定的關鍵慣性姿態執行機構。隨著航天科技的發展，用戶對衛星平臺的超靜和超敏捷提出了越來越高的要求；隨著中小型衛星的快速發展，對星上產品的重量控制也越來越嚴格。這就要求姿控機構具備超輕、超靜、超敏捷，即要求執行機構重量輕、微振動小、輸出力矩大。

飛輪只能輸出一個方向的力矩，且力矩的幅值較小；而單框架控制力矩陀螺可以輸出360°方向的大力矩，其力矩放大倍數較大，效率較高；雙框架控制力矩陀螺可以輸出全空間的較大力矩，其力矩放大倍數受電機的鎖定力矩限制，且結構較為復雜，可靠性較低，因此很少在軌使用。可見要實現航天器的三軸姿態控制至少需要3臺飛輪產品或者4臺單框架控制力矩陀螺產品和1臺雙框架控制力矩陀螺產品；要實現航天器的零動量三軸姿態控制，需要的飛輪和控制力矩陀螺數量更多；使得姿態控制執行機構平臺的重量難以減小。且航天器在快速機動時的速度與轉子的角動量耦合產生的陀螺力矩將可能會作用于框架電機，這時需要框架電機進行鎖定，可是有限的鎖定力矩限制了衛星等航天器的機動速度。

飛輪和控制力矩陀螺中的轉子在高速旋轉過程中，將產生寬頻微振動，未針對產品進行系統有效的振動控制。若將它們直接安裝于航天器上，將使得飛輪和控制力矩陀螺所產生的寬頻微振動成為航天器的主要的振源之一，影響到航天器平臺姿態穩定性和超靜性，也在一定程度上影響到載荷的性能指標的實現。

鑒于飛輪輸出力矩小，無法實現衛星等航天器快速姿態機動，它和單框架控制力矩陀螺都需要多臺產品協同工作才可實現航天器的三軸姿態控制；而雙框架控制力矩陀螺的輸出力矩受框架電機的鎖定力矩限制，使得其力矩放大效果未得到充分發揮。且航天器機動速度與轉子角動量耦合產生的陀螺力矩可能沿控制力矩陀螺的框架軸作用于框架上，需要依靠框架電機進行鎖定，因此框架電機的鎖定力矩的幅值也限制了星體等航天器的機動速度。另一方面，飛輪和控制力矩陀螺中的轉子在高速旋轉過程中，將產生寬頻微幅振動，成為航天器的主要的振源之一，影響到航天器平臺姿態穩定性和超靜性。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，本發明提供一種基于空間并聯機構的準萬向姿態執行機構。采用空間并聯機構實現轉子角動量在局部區域的任意連續角度機動，從而在框架角速度負方向輸出較大的陀螺力矩，同時轉子的變速可在角動量矢量方向輸出較小的力矩，它們都將作為航天器的姿態控制力矩；利用螺母絲杠的自鎖功能實現了非機動支鏈的自鎖，克服了框架電機鎖定力矩對雙框架控制力矩陀螺中的輸出力矩和航天器的機動速度的限制；將傳遞路徑上的桿件設計為彈簧阻尼器，構成被動隔振器，隔離轉子組件產生的微振動。本發明有利于產品實現超輕、超靜、超敏捷。

本發明所采用的技術方案是：一種基于空間并聯機構的準萬向姿態執行機構，包括并聯機構平臺、輪體、高速電機、軸承、殼體；并聯機構平臺是包括n條驅動支鏈、靜基座、動平臺的且至少具有兩個轉動自由度的空間并聯機構；