專利名稱:一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域:
本發(fā)明涉及一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法,屬于航天器姿態(tài)控 制領(lǐng)域。
背景技術(shù):
目前,航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要包括三大類(1)推力器;(2)飛輪執(zhí) 行機(jī)構(gòu)包括反作用輪、(偏置)動(dòng)量輪、框架動(dòng)量輪和控制力矩陀螺;(3)環(huán)境力矩執(zhí)行機(jī) 構(gòu)??刂屏赝勇?Control Moment Gyro, CMG)既可以產(chǎn)生較大的控制力矩,又可以實(shí)現(xiàn) 高精度的姿態(tài)控制,且不消耗不可再生的工質(zhì),是一種較為理想的航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī) 構(gòu)。單框架控制力矩陀螺(SGCMG)又因其只產(chǎn)生一個(gè)自由度的控制力矩、結(jié)構(gòu)簡單、輸出力 矩大、動(dòng)態(tài)響應(yīng)好成為了靈敏小航天器姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的最佳選擇。傳統(tǒng)研究中,SGCMG的框架軸是固聯(lián)于星體上的,轉(zhuǎn)子角動(dòng)量方向的改變只能依賴 于框架繞框架軸的轉(zhuǎn)動(dòng),從而達(dá)到力矩輸出的目的。而單個(gè)的控制力矩陀螺只有一個(gè)自由 度的力矩輸出能力,角動(dòng)量軌跡只是平面上的圓,因此要進(jìn)行航天器姿態(tài)的三軸穩(wěn)定控制, 需要至少三個(gè)以上的控制力矩陀螺。多只陀螺組成的陀螺群系統(tǒng)通過不同方向的框架軸安 裝,使不同框架角組合在空間可以有不同的角動(dòng)量輸出。同時(shí)SGCM^在應(yīng)用中的主要缺點(diǎn) 是存在奇異問題,當(dāng)所有SGCMG的力矩輸出方向共面或共線時(shí),SGCMGs不能輸出該平面或 該直線法線方向上的控制力矩,此時(shí)SGCMGs處于奇異狀態(tài)。所以操縱律設(shè)計(jì)以及重構(gòu)所面 臨的最主要的基本問題是解決控制力矩陀螺群的奇異問題。航天器在軌運(yùn)行期間另一個(gè)值得注意的問題是執(zhí)行機(jī)構(gòu)的失效問題。航天活動(dòng)是 一項(xiàng)高投入、高風(fēng)險(xiǎn)的活動(dòng),成功與否涉及到巨大的社會(huì)效益和經(jīng)濟(jì)效益,一次航天活動(dòng)的 失敗所造成的直接和間接損失有時(shí)是無法估量的。航天器的工作環(huán)境惡劣,人為因素、機(jī)械 故障甚至陀螺系統(tǒng)飽和都會(huì)造成CMGs不同程度的失效。同時(shí),航天器的工作環(huán)境限制決定 了故障部件的維修和更換極為困難。當(dāng)陀螺群中部分陀螺失效后,常見的處理措施為鎖死 框架,采用噴氣的方式將失效陀螺轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速降為零,使失效陀螺徹底喪失角動(dòng)量交換能力。 這種處理方法首先使陀螺群構(gòu)型的均勻?qū)ΨQ性受到破壞,角動(dòng)量包絡(luò)體發(fā)生變形,削弱其 近球性。其次,失效陀螺的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速在降為零的過程中,將產(chǎn)生很大的反作用力矩,嚴(yán)重影 響航天器姿態(tài)穩(wěn)定。部分陀螺失效后,由于剩余陀螺仍能正常工作,陀螺群并沒有完全喪失 姿態(tài)控制能力。通過操縱律重構(gòu),充分利用剩余的陀螺群操縱能力,仍有可能對(duì)航天器進(jìn)行 姿態(tài)控制,滿足相應(yīng)的任務(wù)要求。清華大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版)2010年02期第307頁——第311頁,文章題目“控 制力矩陀螺部分失效時(shí)靈敏航天器的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制”中涉及到了應(yīng)用單框架控制力矩陀螺 作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu),在部分陀螺失效時(shí),靈敏航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)的控制問題。主要采用坐 標(biāo)變換的方法,基于最優(yōu)化理論,利用失效后剩余陀螺的最大角動(dòng)量包絡(luò)來提供較大力矩 輸出。從此方法本身來看,在一定程度上增大了失效之后剩余陀螺的利用率,但是該方法采 用的直接對(duì)角動(dòng)量進(jìn)行旋轉(zhuǎn)變化的方式在實(shí)際應(yīng)用中實(shí)現(xiàn)不了,不具有實(shí)際意義。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決傳統(tǒng)固定結(jié)構(gòu)的控制力矩陀螺群中部分陀螺失效之后, 陀螺群角動(dòng)量包絡(luò)體嚴(yán)重變形以及陀螺群運(yùn)轉(zhuǎn)異常等問題,提供一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控 制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的;本發(fā)明的一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法首先在原有航天器本體固定單框架控制力矩陀螺群位置的連線的圓周上固定滑 軌,每個(gè)單框架控制力矩陀螺與滑軌固定并相對(duì)滑軌保持均勻?qū)ΨQ分布,且每個(gè)單框架控 制力矩陀螺的陀螺框架軸與滑軌平面的過圓心的垂線之間的夾角相同,根據(jù)需要可采用單 框架控制力矩陀螺的個(gè)數(shù)為四個(gè)或四個(gè)以上;當(dāng)有單框架控制力矩陀螺失效時(shí),控制失效 單框架控制力矩陀螺關(guān)閉,并驅(qū)動(dòng)剩余有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上滑動(dòng),重新保持 相對(duì)滑軌均勻?qū)ΨQ分布。實(shí)現(xiàn)該方法的裝置包括單框架控制力矩陀螺、滑軌、星載控制模塊、鎖定模塊、定 位模塊;首先在原有航天器本體固定單框架控制力矩陀螺群位置的連線的圓周上固定滑 軌,每個(gè)單框架控制力矩陀螺通過一個(gè)定位模塊與滑軌滑動(dòng)連接,且每個(gè)單框架控制力矩 陀螺的陀螺框架軸與滑軌平面的過圓心的垂線之間的夾角相同,每個(gè)單框架控制力矩陀螺 上固定有一個(gè)鎖定模塊;同時(shí)設(shè)計(jì)星載控制模塊與每個(gè)單框架控制力矩陀螺連接,接收單 框架控制力矩陀螺的失效信號(hào),并控制該單框架控制力矩陀螺停止運(yùn)行;設(shè)計(jì)星載控制模 塊與鎖定模塊連接,控制鎖定模塊相對(duì)滑軌的鎖緊或開啟;設(shè)計(jì)星載控制模塊與定位模塊 相連,定位模塊向星載控制模塊發(fā)送每個(gè)單框架控制力矩陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的位 置信號(hào),星載控制模塊經(jīng)計(jì)算后向定位模塊發(fā)送位置均勻?qū)ΨQ調(diào)整指令,定位模塊根據(jù)星 載控制模塊的調(diào)整指令驅(qū)動(dòng)有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持均勻?qū)ΨQ分布。工作過程當(dāng)陀螺群初始安裝時(shí),星載控制模塊通過定位模塊控制陀螺群中每個(gè) 單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持均勻?qū)ΨQ分布,然后星載控制模塊控制鎖定模塊鎖緊, 保證陀螺群的均勻?qū)ΨQ性;當(dāng)陀螺群中有單框架控制力矩陀螺發(fā)生失效時(shí),星載控制模塊 接收到該單框架控制力矩陀螺的失效信號(hào),并控制該單框架控制力矩陀螺停止運(yùn)行;定位 模塊向星載控制模塊發(fā)送每個(gè)單框架控制力矩陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的當(dāng)前位置信 號(hào),星載控制模塊經(jīng)計(jì)算后向定位模塊發(fā)送剩余有效單框架控制力矩陀螺的位置均勻?qū)ΨQ 調(diào)整指令,同時(shí)控制剩余有效單框架控制力矩陀螺連接的鎖定模塊相對(duì)滑軌開啟;定位模 塊根據(jù)星載控制模塊的調(diào)整指令重新驅(qū)動(dòng)有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持均勻?qū)?稱分布;最后星載控制模塊控制鎖定裝置相對(duì)滑軌鎖緊,形成新的均勻?qū)ΨQ的陀螺群構(gòu)型, 從而避免了由于部分單框架控制力矩陀螺失效導(dǎo)致的陀螺群角動(dòng)量包絡(luò)體的過度形變,在 最大程度上恢復(fù)陀螺群合角動(dòng)量的近圓形,滿足角動(dòng)量有效利用空間最大化原則。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于(1)經(jīng)過構(gòu)型重構(gòu),陀螺群的構(gòu)型效益、構(gòu)型效率及可控效益都有一定程度的提 高,表明重構(gòu)后的陀螺構(gòu)型均勻?qū)ΨQ性更好,角動(dòng)量包絡(luò)體更加接近于球形,換句話說,其 在各個(gè)方向上的力矩輸出能力都有了一定的提升。重構(gòu)后的陀螺群在顯奇點(diǎn)損失率上較重構(gòu)前略有提升,但構(gòu)型重構(gòu)前后的構(gòu)型效益和可控效益上升更為明顯,因此系統(tǒng)的可控角 動(dòng)量球?qū)嶋H上也有所增大。(2)本發(fā)明引入了安裝角的可變性,改變了目前對(duì)于陀螺失效之后十分有限的利 用和控制,提高了控制力矩陀螺群的利用率,有效改善陀螺群的運(yùn)轉(zhuǎn)異常問題,在陀螺群失 效情況下對(duì)構(gòu)型重構(gòu)控制有很強(qiáng)的魯棒性,對(duì)于解決具體任務(wù)要求更加靈活多變,同時(shí)也 能有效地對(duì)通常情況下的奇異問題進(jìn)行避免或逃離。
圖1為本發(fā)明的單個(gè)陀螺的控制原理圖;圖2為實(shí)施例中陀螺框架軸與滑軌平面之間的夾角在航天器本體坐標(biāo)系位置的 示意圖;圖3為實(shí)施例中陀螺的初始角動(dòng)量和安裝角在航天器本體坐標(biāo)系位置的示意圖;圖4為實(shí)施例中1號(hào)陀螺失效后剩余陀螺的初始角動(dòng)量和安裝角在航天器本體坐 標(biāo)系位置的示意圖;圖5為固定結(jié)構(gòu)中1號(hào)陀螺失效后剩余陀螺的初始角動(dòng)量和安裝角在航天器本體 坐標(biāo)系位置的示意圖;圖6為實(shí)施例中1號(hào)陀螺失效后經(jīng)過構(gòu)型調(diào)整陀螺群角動(dòng)量包絡(luò)面;圖7為實(shí)施例中1號(hào)陀螺失效后經(jīng)過構(gòu)型調(diào)整陀螺群角動(dòng)量在^yb平面投影;圖8為實(shí)施例中1號(hào)陀螺失效后經(jīng)過構(gòu)型調(diào)整陀螺群角動(dòng)量在平面投影;圖9為實(shí)施例中1號(hào)陀螺失效后經(jīng)過構(gòu)型調(diào)整陀螺群角動(dòng)量在平面投影。圖10為固定結(jié)構(gòu)中1號(hào)陀螺失效后陀螺群角動(dòng)量包絡(luò)面;圖11為固定結(jié)構(gòu)中1號(hào)陀螺失效后陀螺群角動(dòng)量在^yb平面的投影;圖12為固定結(jié)構(gòu)中1號(hào)陀螺失效后陀螺群角動(dòng)量在平面的投影;圖13為固定結(jié)構(gòu)中1號(hào)陀螺失效后陀螺群角動(dòng)量在平面的投影;其中,1-單框架控制力矩陀螺,2-鎖定模塊,3-定位模塊,4-滑軌,5-星載控制模 塊。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步說明。實(shí)施例本發(fā)明的一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法,采用四個(gè)單框架控制 力矩陀螺組成的金字塔構(gòu)型結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)該方法的裝置包括單框架控制力矩陀螺1、滑軌4、 星載控制模塊5、鎖定模塊2、定位模塊3,如圖1所示;首先設(shè)計(jì)滑軌與航天器本體固定,每個(gè)單框架控制力矩陀螺通過一個(gè)定位模塊與 滑軌滑動(dòng)連接,且四個(gè)單框架控制力矩陀螺的陀螺框架軸與滑軌平面之間的夾角= 1,2,3,4)相同,均為32.9°,如圖2所示,每個(gè)單框架控制力矩陀螺上固定有一個(gè)鎖定模 塊;設(shè)計(jì)星載控制模塊與每個(gè)單框架控制力矩陀螺連接,接收單框架控制力矩陀螺的失效 信號(hào),并控制該單框架控制力矩陀螺停止運(yùn)行;設(shè)計(jì)星載控制模塊與鎖定模塊連接,控制鎖 定模塊相對(duì)滑軌的鎖緊或開啟;設(shè)計(jì)星載控制模塊與定位模塊相連,定位模塊向星載控制模塊發(fā)送每個(gè)單框架控制力矩陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的位置信號(hào),星載控制模塊經(jīng)計(jì) 算后向定位模塊發(fā)送位置均勻?qū)ΨQ調(diào)整指令,定位模塊根據(jù)星載控制模塊的調(diào)整指令驅(qū)動(dòng) 有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持均勻?qū)ΨQ分布。如圖2,建立航天器本體坐標(biāo)系為0、yb、,坐標(biāo)系原點(diǎn)0為航天器的質(zhì)心,0 軸為 滾轉(zhuǎn)軸,Oyb軸為俯仰軸,0 軸為偏航軸。為方便計(jì)算假設(shè)航天器本體質(zhì)心與滑軌圓心同 心,當(dāng)陀螺群初始安裝時(shí),星載控制模塊通過定位模塊控制陀螺群中每個(gè)單框架控制力矩 陀螺在滑軌上保持均勻?qū)ΨQ分布,然后星載控制模塊控制鎖定模塊鎖緊,保證陀螺群的均 勻?qū)ΨQ性。當(dāng)單框架控制力矩陀螺初始角動(dòng)量& (i = 1,2,3,4)方向與航天器本體坐標(biāo)系 、yb平面平行(即框架轉(zhuǎn)角為0)時(shí),定義此時(shí)該單框架控制力矩陀螺初始角動(dòng)量/ (i = 1, 2,3,4)的方向同、軸正方向之間的夾角為安裝角a“i = 1,2,3,4),如圖3所示,則1號(hào)、2 號(hào)、3號(hào)、4號(hào)單框架控制力矩陀螺的安裝角分別為α工=90°、a 2 = 180°、a 3 = 270°、
α4 = 0° ο假設(shè)當(dāng)陀螺群中的1號(hào)單框架控制力矩陀螺失效時(shí),星載控制模塊接受到該單框 架控制力矩陀螺的失效信號(hào),并控制該單框架控制力矩陀螺停止運(yùn)行;定位模塊向星載控 制模塊發(fā)送每個(gè)單框架控制力矩陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的當(dāng)前位置信號(hào),星載控制模 塊經(jīng)計(jì)算后向定位模塊發(fā)送剩余有效單框架控制力矩陀螺的位置均勻?qū)ΨQ調(diào)整指令,同時(shí) 控制剩余有效單框架控制力矩陀螺連接的鎖定模塊相對(duì)滑軌開啟;定位模塊根據(jù)星載控制 模塊的調(diào)整指令重新驅(qū)動(dòng)有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持均勻?qū)ΨQ分布;最后星載 控制模塊控制鎖定裝置相對(duì)滑軌鎖緊,形成新的均勻?qū)ΨQ的陀螺群構(gòu)型,此時(shí)剩余2號(hào)、3 號(hào)、4號(hào)單框架控制力矩陀螺的安裝角改為Ci2 =150°、Ci 3 = 270°、a4 = 30°,如圖4 所示,設(shè)陀螺群構(gòu)型中每個(gè)單框架控制力矩陀螺產(chǎn)生的角動(dòng)量大小相等為1,新的均勻?qū)ΨQ 的陀螺群構(gòu)型的總角動(dòng)量^^,表示如下
1PC-X
h
rtPC-Ix h
nPC.-\y h
nPC-Xz
1·\[31
cos ^2-- sin δ2 cos β2 + cos β3 sin δ3 + —γ cos ^4-- sin J4 cos βΛ
去 cos <J2 - cos β2 sin δ2 - cos S3 + 丄 cos 厶4 + cos βΑ sin S4 sin β2 sin S2 + sin β^ sin Slt + sin βΑ sin S4其中,(i = 2,3,4)為剩余單個(gè)陀螺的框架角,、‘,_,z分別為陀 螺群總角動(dòng)量分別在teb、0yb、(kb軸上的分量。通過計(jì)算機(jī)軟件仿真,得到此情況下系統(tǒng)角 動(dòng)量包絡(luò)體如圖6所示,以及角動(dòng)量在各個(gè)平面上投影如圖7、圖8、圖9所示。若采用傳統(tǒng)固定安裝的單框架控制力矩陀螺金字塔構(gòu)型結(jié)構(gòu),假設(shè)當(dāng)陀螺群中的 1號(hào)單框架控制力矩陀螺失效后,則此時(shí)剩余2號(hào)、3號(hào)、4號(hào)單框架控制力矩陀螺的安裝角 為Ci2= 180°、Ci 3 = 270° ^a4 = O0,如圖5所示,設(shè)陀螺群構(gòu)型中每個(gè)單框架控制力 矩陀螺產(chǎn)生的角動(dòng)量大小相等為1,剩余的有效陀螺群構(gòu)型的角動(dòng)量&表示如下
權(quán)利要求
1.一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法,其特征在于首先在原有航天器 本體固定單框架控制力矩陀螺群位置的連線的圓周上固定滑軌,每個(gè)單框架控制力矩陀螺 與滑軌固定并相對(duì)滑軌保持對(duì)稱分布,且每個(gè)單框架控制力矩陀螺的陀螺框架軸與滑軌平 面的過圓心的垂線之間的夾角相同;當(dāng)有單框架控制力矩陀螺失效時(shí),控制失效單框架控 制力矩陀螺關(guān)閉,并驅(qū)動(dòng)剩余有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上滑動(dòng),重新保持相對(duì)滑軌 對(duì)稱分布。
2.一種實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1所述構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法的裝置,其 特征在于該裝置包括單框架控制力矩陀螺、滑軌、星載控制模塊、鎖定模塊、定位模塊;首先在原有航天器本體固定單框架控制力矩陀螺群位置的連線的圓周上固定滑軌,每 個(gè)單框架控制力矩陀螺通過一個(gè)定位模塊與滑軌滑動(dòng)連接,且每個(gè)單框架控制力矩陀螺的 陀螺框架軸與滑軌平面的過圓心的垂線之間的夾角相同,每個(gè)單框架控制力矩陀螺上固定 有一個(gè)鎖定模塊;同時(shí)設(shè)計(jì)星載控制模塊與每個(gè)單框架控制力矩陀螺連接,接收單框架控 制力矩陀螺的失效信號(hào),并控制該單框架控制力矩陀螺停止運(yùn)行;設(shè)計(jì)星載控制模塊與鎖 定模塊連接,控制鎖定模塊相對(duì)滑軌的鎖緊或開啟;設(shè)計(jì)星載控制模塊與定位模塊相連,定 位模塊向星載控制模塊發(fā)送每個(gè)單框架控制力矩陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的位置信號(hào), 星載控制模塊經(jīng)計(jì)算后向定位模塊發(fā)送位置對(duì)稱調(diào)整指令,定位模塊根據(jù)星載控制模塊的 調(diào)整指令驅(qū)動(dòng)有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上保持對(duì)稱分布;工作過程當(dāng)陀螺群初始安裝時(shí),星載控制模塊通過定位模塊控制陀螺群中每個(gè)陀螺 在滑軌上保持對(duì)稱分布,然后星載控制模塊控制鎖定模塊鎖緊;當(dāng)陀螺群中有陀螺發(fā)生失 效時(shí),星載控制模塊接收到該陀螺的失效信號(hào),并控制該陀螺停止運(yùn)行;定位模塊向星載控 制模塊發(fā)送每個(gè)陀螺相對(duì)航天器本體坐標(biāo)系的當(dāng)前位置信號(hào),星載控制模塊經(jīng)計(jì)算后向定 位模塊發(fā)送剩余有效陀螺的位置對(duì)稱調(diào)整指令,同時(shí)控制剩余有效陀螺連接的鎖定模塊相 對(duì)滑軌開啟;定位模塊根據(jù)星載控制模塊的調(diào)整指令重新驅(qū)動(dòng)有效陀螺在滑軌上保持對(duì)稱 分布。
3.如權(quán)利要求2所述的實(shí)現(xiàn)一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法的裝置, 其特征在于采用單框架控制力矩陀螺的個(gè)數(shù)為四個(gè)或四個(gè)以上。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種構(gòu)型可調(diào)的單框架控制力矩陀螺群設(shè)計(jì)方法,屬于航天器姿態(tài)控制領(lǐng)域。本發(fā)明的方法首先在原有航天器本體固定單框架控制力矩陀螺群位置的連線的圓周上固定滑軌,每個(gè)單框架控制力矩陀螺與滑軌固定并相對(duì)滑軌保持對(duì)稱分布,且每個(gè)單框架控制力矩陀螺的陀螺框架軸與滑軌平面的過圓心的垂線之間的夾角相同;當(dāng)有單框架控制力矩陀螺失效時(shí),控制失效單框架控制力矩陀螺關(guān)閉,并驅(qū)動(dòng)剩余有效單框架控制力矩陀螺在滑軌上滑動(dòng),重新保持相對(duì)滑軌對(duì)稱分布。本發(fā)明的設(shè)計(jì)方法引入了安裝角的可變性,改變了目前對(duì)于陀螺失效之后十分有限的利用和控制,提高了控制力矩陀螺群的利用率,有效改善陀螺群的運(yùn)轉(zhuǎn)異常問題。
文檔編號(hào)G06F17/50GK102063521SQ20101050311
公開日2011年5月18日 申請(qǐng)日期2010年10月12日 優(yōu)先權(quán)日2010年10月12日
發(fā)明者張景瑞, 羅楊, 靳瑾 申請(qǐng)人:北京理工大學(xué)