[發(fā)明專利]結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)及其控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110422593.0
• 申請日: 2021-04-15
• 公開（公告）號: CN113156987B
• 公開（公告）日: 2022-05-31
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 郭延寧;唐搏;陸棟寧;馬廣富;呂躍勇;李傳江
• 申請（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué);北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 哈爾濱華夏松花江知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 23213
• 代理人: 楊曉輝

1.結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)，其特征在于，包括航天器姿態(tài)機動驅(qū)動組件、干擾力矩吸收組件和配合控制單元；

所述航天器姿態(tài)機動驅(qū)動組件、干擾力矩吸收組件和配合控制單元均裝設(shè)在航天器本體上；

航天器姿態(tài)機動驅(qū)動組件包括矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)、剪式力矩陀螺B(2)和四對轉(zhuǎn)軸；

矩形框架A(3)套設(shè)在矩形框架B(4)的外側(cè)，且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的中心點重合；且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的長邊和短邊分別一一對應(yīng)；

矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的長邊之間通過一對轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動連接；

剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分別均設(shè)置在矩形框架B(4)內(nèi)；

且剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分別通過一對轉(zhuǎn)軸與矩形框架B(4)轉(zhuǎn)動連接；剪式力矩陀螺A(1)通過一對轉(zhuǎn)軸固定在航天器本體上；

所述干擾力矩吸收組件包括三個飛輪，所述三個飛輪相互正交垂直設(shè)置；所述三個飛輪分別通過轉(zhuǎn)軸裝設(shè)在航天器本體上；

配合控制單元用于接收航天器的姿態(tài)控制任務(wù)，控制航天器姿態(tài)機動驅(qū)動組件動作驅(qū)動航天器的姿態(tài)變換，獲取航天器姿態(tài)機動驅(qū)動組件在控制航天器的姿態(tài)變換過程中產(chǎn)生的干擾力矩，控制干擾力矩吸收組件的飛輪轉(zhuǎn)動，抵消所述干擾力矩。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)，其特征在于，干擾力矩吸收組件三個飛輪的兩個飛輪所在平面與航天器中軸線平行。

3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)，其特征在于，矩形框架A(3)和矩形框架B(4)之間的一對軸所在直線與航天器中軸線平行。

4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)，其特征在于，與剪式力矩陀螺A(1)連接的轉(zhuǎn)軸和與剪式力矩陀螺B(2)連接的轉(zhuǎn)軸的中軸線平行。

5.結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)的控制方法，基于權(quán)利要求1至4中任一項所述結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)實現(xiàn)，其特征在于，包括：

步驟一、建立航天器本體坐標系，根據(jù)歐拉定理的性質(zhì)描述航天器的姿態(tài)；

步驟二、獲取航天器期望姿態(tài)，利用航天器當前姿態(tài)的四元數(shù)和期望姿態(tài)的四元數(shù)，獲取當前航天器的姿態(tài)誤差四元數(shù)和機動任務(wù)所繞歐拉軸；

步驟三、根據(jù)機動任務(wù)所繞歐拉軸，獲取期望力矩方向；

步驟四、根據(jù)期望力矩方向，對矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度初始化，并獲取剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋轉(zhuǎn)的期望角度θ_c，同時根據(jù)當前航天器的姿態(tài)誤差四元數(shù)，控制三個飛輪動作，對初始化過程產(chǎn)生的干擾力矩抵消；

步驟五、相對旋轉(zhuǎn)剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)，使輸出力矩逐漸增大，并判斷航天器繞機動歐拉軸轉(zhuǎn)過的角度是否達到期望角度θ_c的二分之一；若是，同時反轉(zhuǎn)剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)至初始角度，機動終止，航天器完成姿態(tài)機動；否則，執(zhí)行步驟六；

步驟六、繼續(xù)相對旋轉(zhuǎn)剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)直至剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋轉(zhuǎn)角度達到停止轉(zhuǎn)動，判斷航天器繞歐拉軸轉(zhuǎn)過角度是否達到θ_c-θ_a，其中，θ_a為轉(zhuǎn)過角度，若是，旋轉(zhuǎn)剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度直至為初始位置使航天器角速度為0rad/s，航天器完成姿態(tài)機動。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的結(jié)合雙框架剪式力矩陀螺和飛輪的航天器執(zhí)行機構(gòu)的控制方法，其特征在于，步驟五和步驟六中，均還包括根據(jù)當前航天器的姿態(tài)誤差歐拉參數(shù)，控制三個飛輪動作，對航天器在旋轉(zhuǎn)剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋轉(zhuǎn)過程中承受的陀螺干擾力矩抵消的步驟。