CN102063521B

CN102063521B - 一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法

Info

Publication number: CN102063521B
Application number: CN201010503114XA
Authority: CN
Inventors: 张景瑞; 罗杨; 靳瑾
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2010-10-12
Filing date: 2010-10-12
Publication date: 2012-07-25
Anticipated expiration: 2030-10-12
Also published as: CN102063521A

Abstract

本发明涉及一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，属于航天器姿态控制领域。本发明的方法首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨对称分布。本发明的设计方法引入了安装角的可变性，改变了目前对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，有效改善陀螺群的运转异常问题。

Description

一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法

技术领域

本发明涉及一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

目前，航天器姿态控制系统的执行机构主要包括三大类：(1)推力器；(2)飞轮执行机构：包括反作用轮、(偏置)动量轮、框架动量轮和控制力矩陀螺；(3)环境力矩执行机构。控制力矩陀螺(Control Moment Gyro，CMG)既可以产生较大的控制力矩，又可以实现高精度的姿态控制，且不消耗不可再生的工质，是一种较为理想的航天器姿态控制执行机构。单框架控制力矩陀螺(SGCMG)又因其只产生一个自由度的控制力矩、结构简单、输出力矩大、动态响应好成为了灵敏小航天器姿态控制执行机构的最佳选择。

传统研究中，SGCMG的框架轴是固联于星体上的，转子角动量方向的改变只能依赖于框架绕框架轴的转动，从而达到力矩输出的目的。而单个的控制力矩陀螺只有一个自由度的力矩输出能力，角动量轨迹只是平面上的圆，因此要进行航天器姿态的三轴稳定控制，需要至少三个以上的控制力矩陀螺。多只陀螺组成的陀螺群系统通过不同方向的框架轴安装，使不同框架角组合在空间可以有不同的角动量输出。同时SGCMGs在应用中的主要缺点是存在奇异问题，当所有SGCMG的力矩输出方向共面或共线时，SGCMGs不能输出该平面或该直线法线方向上的控制力矩，此时SGCMGs处于奇异状态。所以操纵律设计以及重构所面临的最主要的基本问题是解决控制力矩陀螺群的奇异问题。

航天器在轨运行期间另一个值得注意的问题是执行机构的失效问题。航天活动是一项高投入、高风险的活动，成功与否涉及到巨大的社会效益和经济效益，一次航天活动的失败所造成的直接和间接损失有时是无法估量的。航天器的工作环境恶劣，人为因素、机械故障甚至陀螺系统饱和都会造成CMGs不同程度的失效。同时，航天器的工作环境限制决定了故障部件的维修和更换极为困难。当陀螺群中部分陀螺失效后，常见的处理措施为锁死框架，采用喷气的方式将失效陀螺转子转速降为零，使失效陀螺彻底丧失角动量交换能力。这种处理方法首先使陀螺群构型的均匀对称性受到破坏，角动量包络体发生变形，削弱其近球性。其次，失效陀螺的转子转速在降为零的过程中，将产生很大的反作用力矩，严重影响航天器姿态稳定。部分陀螺失效后，由于剩余陀螺仍能正常工作，陀螺群并没有完全丧失姿态控制能力。通过操纵律重构，充分利用剩余的陀螺群操纵能力，仍有可能对航天器进行姿态控制，满足相应的任务要求。

清华大学学报(自然科学版)2010年02期第307页——第311页，文章题目“控制力矩陀螺部分失效时灵敏航天器的姿态机动控制”中涉及到了应用单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构，在部分陀螺失效时，灵敏航天器姿态机动的控制问题。主要采用坐标变换的方法，基于最优化理论，利用失效后剩余陀螺的最大角动量包络来提供较大力矩输出。从此方法本身来看，在一定程度上增大了失效之后剩余陀螺的利用率，但是该方法采用的直接对角动量进行旋转变化的方式在实际应用中实现不了，不具有实际意义。

发明内容

本发明的目的是为了解决传统固定结构的控制力矩陀螺群中部分陀螺失效之后，陀螺群角动量包络体严重变形以及陀螺群运转异常等问题，提供一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的；

本发明的一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法：

首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持均匀对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同，根据需要可采用单框架控制力矩陀螺的个数为四个或四个以上；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨均匀对称分布。

实现该方法的装置包括：单框架控制力矩陀螺、滑轨、星载控制模块、锁定模块、定位模块；

首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺通过一个定位模块与滑轨滑动连接，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同，每个单框架控制力矩陀螺上固定有一个锁定模块；同时设计星载控制模块与每个单框架控制力矩陀螺连接，接收单框架控制力矩陀螺的失效信号，并控制该单框架控制力矩陀螺停止运行；设计星载控制模块与锁定模块连接，控制锁定模块相对滑轨的锁紧或开启；设计星载控制模块与定位模块相连，定位模块向星载控制模块发送每个单框架控制力矩陀螺相对航天器本体坐标系的位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送位置均匀对称调整指令，定位模块根据星载控制模块的调整指令驱动有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布。

工作过程：当陀螺群初始安装时，星载控制模块通过定位模块控制陀螺群中每个单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布，然后星载控制模块控制锁定模块锁紧，保证陀螺群的均匀对称性；当陀螺群中有单框架控制力矩陀螺发生失效时，星载控制模块接收到该单框架控制力矩陀螺的失效信号，并控制该单框架控制力矩陀螺停止运行；定位模块向星载控制模块发送每个单框架控制力矩陀螺相对航天器本体坐标系的当前位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送剩余有效单框架控制力矩陀螺的位置均匀对称调整指令，同时控制剩余有效单框架控制力矩陀螺连接的锁定模块相对滑轨开启；定位模块根据星载控制模块的调整指令重新驱动有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布；最后星载控制模块控制锁定装置相对滑轨锁紧，形成新的均匀对称的陀螺群构型，从而避免了由于部分单框架控制力矩陀螺失效导致的陀螺群角动量包络体的过度形变，在最大程度上恢复陀螺群合角动量的近圆形，满足角动量有效利用空间最大化原则。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)经过构型重构，陀螺群的构型效益、构型效率及可控效益都有一定程度的提高，表明重构后的陀螺构型均匀对称性更好，角动量包络体更加接近于球形，换句话说，其在各个方向上的力矩输出能力都有了一定的提升。重构后的陀螺群在显奇点损失率上较重构前略有提升，但构型重构前后的构型效益和可控效益上升更为明显，因此系统的可控角动量球实际上也有所增大。

(2)本发明引入了安装角的可变性，改变了目前对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，有效改善陀螺群的运转异常问题，在陀螺群失效情况下对构型重构控制有很强的鲁棒性，对于解决具体任务要求更加灵活多变，同时也能有效地对通常情况下的奇异问题进行避免或逃离。

附图说明

图1为本发明的单个陀螺的控制原理图；

图2为实施例中陀螺框架轴与滑轨平面之间的夹角在航天器本体坐标系位置的示意图；

图3为实施例中陀螺的初始角动量和安装角在航天器本体坐标系位置的示意图；

图4为实施例中1号陀螺失效后剩余陀螺的初始角动量和安装角在航天器本体坐标系位置的示意图；

图5为固定结构中1号陀螺失效后剩余陀螺的初始角动量和安装角在航天器本体坐标系位置的示意图；

图6为实施例中1号陀螺失效后经过构型调整陀螺群角动量包络面；

图7为实施例中1号陀螺失效后经过构型调整陀螺群角动量在x_by_b平面投影；

图8为实施例中1号陀螺失效后经过构型调整陀螺群角动量在x_bz_b平面投影；

图9为实施例中1号陀螺失效后经过构型调整陀螺群角动量在y_bz_b平面投影。

图10为固定结构中1号陀螺失效后陀螺群角动量包络面；

图11为固定结构中1号陀螺失效后陀螺群角动量在x_by_b平面的投影；

图12为固定结构中1号陀螺失效后陀螺群角动量在x_bz_b平面的投影；

图13为固定结构中1号陀螺失效后陀螺群角动量在y_bz_b平面的投影；

其中，1-单框架控制力矩陀螺，2-锁定模块，3-定位模块，4-滑轨，5-星载控制模块。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

实施例

本发明的一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，采用四个单框架控制力矩陀螺组成的金字塔构型结构，实现该方法的装置包括：单框架控制力矩陀螺1、滑轨4、星载控制模块5、锁定模块2、定位模块3，如图1所示；

首先设计滑轨与航天器本体固定，每个单框架控制力矩陀螺通过一个定位模块与滑轨滑动连接，且四个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面之间的夹角β_i(i＝1，2，3，4)相同，均为32.9°，如图2所示，每个单框架控制力矩陀螺上固定有一个锁定模块；设计星载控制模块与每个单框架控制力矩陀螺连接，接收单框架控制力矩陀螺的失效信号，并控制该单框架控制力矩陀螺停止运行；设计星载控制模块与锁定模块连接，控制锁定模块相对滑轨的锁紧或开启；设计星载控制模块与定位模块相连，定位模块向星载控制模块发送每个单框架控制力矩陀螺相对航天器本体坐标系的位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送位置均匀对称调整指令，定位模块根据星载控制模块的调整指令驱动有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布。

如图2，建立航天器本体坐标系为Ox_by_bz_b，坐标系原点O为航天器的质心，Ox_b轴为滚转轴，Oy_b轴为俯仰轴，Oz_b轴为偏航轴。为方便计算假设航天器本体质心与滑轨圆心同心，当陀螺群初始安装时，星载控制模块通过定位模块控制陀螺群中每个单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布，然后星载控制模块控制锁定模块锁紧，保证陀螺群的均匀对称性。

当单框架控制力矩陀螺初始角动量

(i＝1，2，3，4)方向与航天器本体坐标系x_by_b平面平行(即框架转角为0)时，定义此时该单框架控制力矩陀螺初始角动量

(i＝1，2，3，4)的方向同x_b轴正方向之间的夹角为安装角α_i(i＝1，2，3，4)，如图3所示，则1号、2号、3号、4号单框架控制力矩陀螺的安装角分别为α₁＝90°、α₂＝180°、α₃＝270°、α₄＝0°。

假设当陀螺群中的1号单框架控制力矩陀螺失效时，星载控制模块接受到该单框架控制力矩陀螺的失效信号，并控制该单框架控制力矩陀螺停止运行；定位模块向星载控制模块发送每个单框架控制力矩陀螺相对航天器本体坐标系的当前位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送剩余有效单框架控制力矩陀螺的位置均匀对称调整指令，同时控制剩余有效单框架控制力矩陀螺连接的锁定模块相对滑轨开启；定位模块根据星载控制模块的调整指令重新驱动有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持均匀对称分布；最后星载控制模块控制锁定装置相对滑轨锁紧，形成新的均匀对称的陀螺群构型，此时剩余2号、3号、4号单框架控制力矩陀螺的安装角改为α₂＝150°、α₃＝270°、α₄＝30°，如图4所示，设陀螺群构型中每个单框架控制力矩陀螺产生的角动量大小相等为1，新的均匀对称的陀螺群构型的总角动量

表示如下：

{\overset{&RightArrow;}{h}}_{PC - 1} = [\begin{matrix} h_{PC - 1 x} \\ h_{PC - 1 y} \\ h_{PC - 1 z} \end{matrix}] = [\begin{matrix} - \frac{\sqrt{3}}{2} \cos δ_{2} - \frac{1}{2} \sin δ_{2} \cos β_{2} + \cos β_{3} \sin δ_{3} + \frac{\sqrt{3}}{2} \cos δ_{4} - \frac{1}{2} \sin δ_{4} \cos β_{4} \\ \frac{1}{2} \cos δ_{2} - \frac{\sqrt{3}}{2} \cos β_{2} \sin δ_{2} - \cos δ_{3} + \frac{1}{2} \cos δ_{4} + \frac{\sqrt{3}}{2} \cos β_{4} \sin δ_{4} \\ \sin β_{2} \sin δ_{2} + \sin β_{3} \sin δ_{3} + \sin β_{4} \sin δ_{4} \end{matrix}]

其中，δ_i(t)(i＝2，3，4)为剩余单个陀螺的框架角，

分别为陀螺群总角动量分别在Ox_b、Oy_b、Oz_b轴上的分量。通过计算机软件仿真，得到此情况下系统角动量包络体如图6所示，以及角动量在各个平面上投影如图7、图8、图9所示。

若采用传统固定安装的单框架控制力矩陀螺金字塔构型结构，假设当陀螺群中的1号单框架控制力矩陀螺失效后，则此时剩余2号、3号、4号单框架控制力矩陀螺的安装角为α₂＝180°、α₃＝270°、α₄＝0°，如图5所示，设陀螺群构型中每个单框架控制力矩陀螺产生的角动量大小相等为1，剩余的有效陀螺群构型的角动量

表示如下：

{\overset{&RightArrow;}{h}}_{PC - 1} = [\begin{matrix} h_{PC - 1 x} \\ h_{PC - 1 y} \\ h_{PC - 1 z} \end{matrix}] = [\begin{matrix} - \cos δ_{2} + \cos β_{3} \sin δ_{3} + \cos δ_{4} \\ - \cos β_{2} \sin δ_{2} - \cos δ_{3} + \cos β_{4} \sin δ_{4} \\ \sin β_{2} \sin δ_{2} + \sin β_{3} \sin δ_{3} + \sin β_{4} \sin δ_{4} \end{matrix}]

其中δ_i(t)(i＝2，3，4)是剩余单个陀螺的框架角，

分别为陀螺群总角动量分别在Ox_b、Oy_b、Oz_b轴上的分量。通过计算机软件仿真，得到此情况下系统角动量包络体如图10所示，以及角动量在各个平面上投影如图11、图12、图13所示。

通过比较角动量包络体仿真图可以看出，本发明的方法设计的构型可调的单框架控制力矩陀螺群结构与传统固定安装的单框架控制力矩陀螺金字塔构型结构相比较，系统的角动量包络体更趋向于圆球形。

Claims

1.一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，其特征在于：首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨对称分布。

2.一种实现如权利要求1所述构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法的装置，其特征在于该装置包括：单框架控制力矩陀螺、滑轨、星载控制模块、锁定模块、定位模块；

首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺通过一个定位模块与滑轨滑动连接，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同，每个单框架控制力矩陀螺上固定有一个锁定模块；同时设计星载控制模块与每个单框架控制力矩陀螺连接，接收单框架控制力矩陀螺的失效信号，并控制该单框架控制力矩陀螺停止运行；设计星载控制模块与锁定模块连接，控制锁定模块相对滑轨的锁紧或开启；设计星载控制模块与定位模块相连，定位模块向星载控制模块发送每个单框架控制力矩陀螺相对航天器本体坐标系的位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送位置对称调整指令，定位模块根据星载控制模块的调整指令驱动有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上保持对称分布；

工作过程：当陀螺群初始安装时，星载控制模块通过定位模块控制陀螺群中每个陀螺在滑轨上保持对称分布，然后星载控制模块控制锁定模块锁紧；当陀螺群中有陀螺发生失效时，星载控制模块接收到该陀螺的失效信号，并控制该陀螺停止运行；定位模块向星载控制模块发送每个陀螺相对航天器本体坐标系的当前位置信号，星载控制模块经计算后向定位模块发送剩余有效陀螺的位置对称调整指令，同时控制剩余有效陀螺连接的锁定模块相对滑轨开启；定位模块根据星载控制模块的调整指令重新驱动有效陀螺在滑轨上保持对称分布。

3.如权利要求2所述的实现一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法的装置，其特征在于：采用单框架控制力矩陀螺的个数为四个以上。