CN102530269A - 一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构 - Google Patents

Abstract

一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构，属航天器姿态控制领域。根据当前姿态与期望姿态的差值得到航天器所需的三轴控制力矩矢量

根据动量矩定理得到

与液体燃料流动的角速度变化的关系；根据环形管流体角动量交换设备工作原理，得到与液体燃料流动时沿管切向的速度矢量的变化率

的关系；压力泵按照产生相应的

所需要的条件控制压力泵的功率，对液体做功，使其流速

改变，从而对航天器质心的角动量h改变，则航天器10的姿态改变；其改变后的姿态通过敏感器测量与期望姿态进行比较，重新回到步骤1。实现本发明方法的一种利用流速调节控制航天器姿态的执行机构包括：充液环形管、压力泵、贮油箱、阀门、出液连管、回液连管和控制机构。

Description

一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构

技术领域

本发明涉及航天器姿态的控制执行机构，具体地说，是涉及一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

随着航天事业的发展，对姿态控制系统执行机构的精度、寿命以及可靠性的要求也越来越高。星上姿态控制主要指对航天器在轨姿态角度的控制，指俯仰、偏航、滚转运动，一般将航天器姿态投影在某坐标系下，用欧拉角或四元数表述该坐标系的姿态变化。相应的控制方法多种多样，例如在工业界中应用广泛且成熟的PID控制方法。PID控制方法可参考：吴麒，王诗宓，《自动控制原理(第二版，上册)》，清华大学出版社，234-237。

对航天器的姿态进行控制则一般通过某种执行机构改变航天器的欧拉角或四元数来实现。目前航天器采用的姿态控制执行机构主要有喷气推力器、角动量交换装置、磁力矩器等，其中角动量交换装置具有能够提供连续姿态控制力矩、不消耗燃料、不污染光学设备和飞行环境、不易激发航天器挠性附件的振动、能完全抵消外部干扰力矩中的周期性等优点，因而作为航天器姿态控制系统的主执行机构广泛应用于高精度、长寿命的航天器。比较成熟的角动量交换装置主要包括有反作用轮(Reaction Wheels，RWs)、动量轮(Momentum Wheels，MWs)、单框架控制力矩陀螺(Single Gimbal Control Moment Gyros，SGCMGs)、双框架控制力矩陀螺(Double Gimbal Control Moment Gyros，DGCMGs)和变速控制力矩陀螺(Variable Speed Control Moment Gyros，VSCMGs)等，其中，RWs和MWs的技术已经很成熟，广泛应用于国内外多种型号卫星的高精度高稳定度姿态控制，其工作原理为角动量交换，可以参看《航天器飞行动力学原理》，肖业伦著，宇航出版社，195-196，的相关内容得知环形角动量交换器通过自身的流速调节为航天器提供相应的控制力矩。

然而，现有的基于陀螺旋转原理设计的角动量交换装置都是安装在相应转轴上的固体旋转执行机构，转子本身结构不平衡导致其高速旋转时引起航天器的抖动，影响了星载光学设备的成像质量；或者由于框架支撑所使用的机械轴承滚珠表面缺陷引起轴承摩擦过热，使整个控制力矩陀螺单机报废。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中控制力矩陀螺在进行角动量交换过程中出现的不稳定、不平衡的问题，提出一种利用流速调节控制航天器姿态的方法及其执行机构。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法，具体步骤如下：

步骤1、通过航天器的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过PID控制方法得到航天器所需的三轴控制力矩矢量

步骤2、依据动量矩定理，将不少于三个的本发明的执行机构安装在航天器上时，可知航天器与执行机构对航天器质心的总动量矩

且 $I_w=\left[\begin{array}{ccc}{J}_X& 0& 0\\ 0& J_Y& 0\\ 0& 0& J_Z\end{array}\right],$ 充液环形管中液体燃料流动的流速

I_w表示执行机构的转动惯量，I表示航天器的总转动惯量，

表示航天器的角速度。航天器所需的三轴控制力矩矢量

依据动量矩定理又可知

将星体执行机构的角动量H_C的变化率投影到航天器的X轴、Y轴、Z轴上，得到根据航天器对质心的动量矩关系，得到即

通过上述关系，可以得到航天器所需的控制力矩矢量与充液环形管中液体燃料流动的角速度变化量的关系为

即得到

的变化率

步骤3、根据切向速度与角速度的关系，得到充液环形管中液体燃料流动的角速度与充液环形管中液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的关系：Ω_i＝τ_i·R。再根据

可以得到

与充液环形管中液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的变化率

的关系

由此可得速度矢量

的变化率

步骤4、执行机构的安装原理、安装位置与传统的角动量控制执行机构相同。机构中压力泵的电流或者电压控制器收到控制系统的信号，根据所需变化率

的要求，控制压力泵的输出功率，对充液环形管内的液体燃料做功，使其流速改变。充液环形管内的液体燃料受到压力泵的作用，运动速度改变，对航天器质心的角动量H改变，则执行机构对航天器产生的控制力矩

改变。

步骤5、根据动量守恒定理，航天器受到执行机构对航天器产生的控制力矩

的作用，姿态改变，其改变后的姿态通过敏感器测量与期望姿态进行比较，重新回到步骤1。

通过不断地循环步骤1至5，并实时调整航天器所需要的姿态控制力矩，最终达到使航天器姿态与期望姿态重合的控制效果。

实现本发明方法的一种利用流速调节控制航天器姿态的执行机构包括：充液环形管、压力泵、贮油箱、阀门、出液连管、回液连管和控制机构；

其连接关系为：贮油箱外接出液连管、回液连管；贮油箱顶部带有阀门，阀门通过管路连接到航天器的液体燃料贮箱；出液连管的另一端连接在压力泵上；压力泵与充液环形管固连；回液连管的另一端与充液环形管固连；充液环形管、压力泵、贮油箱、阀门、出液连管和回液连管连接构成流动回路。控制机构则用来控制压力泵。

将本发明设计的执行机构，分别安装在航天器相互垂直的三轴，即X轴、Y轴和Z轴上。

其工作过程为：通过控制机构控制压力泵使贮油箱中的液体燃料加速泵入充液环形管中；根据所需的三轴控制力矩(T_CX，T_CY，T_CZ)的大小和方向得到需要液体燃料在充液环形管中的流速Ω改变量，即

的变化率

使执行机构的角动量H产生相应的变化，得到对航天器输出的执行机构角动量H，通过对压力泵的控制，能够改变充液环形管内的液体燃料流速Ω，从而得到执行机构对航天器的三轴控制力矩

实现对航天器姿态的稳定和控制。

有益效果

1、本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法及其执行机构，解决现有技术中控制力矩陀螺在进行角动量交换过程中出现的不稳定、不平衡的问题。与传统的飞轮给与控制力矩陀螺相比，在本发明中，用高速流动的液体流速变化代替固体器件自旋速度变化产生控制力矩。避免了执行机构的磨损，利用了流动的稳定性避免了传统执行机构中的静动不平衡，同时环状结构特点又有利于转动惯量的提高，在寿命和重量方面远优于轴承结构，为高性能的角动换控制创造了条件，可以实现精确姿态控制。

2、本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法及其执行机构，利用液体作为产生角动量变化的质量体，当使用液体燃料作为本执行机构的流动液体时，执行机构本身同时也是燃料贮箱，可以同时起到节约贮箱体积、少占用航天器携带有效载荷的可用质量、并且减少贮箱内液体晃动影响的作用。

3、本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法及其执行机构，可以依据需要任意安装在航天器中的某一部位，节省出航天器的内部空间资源。

附图说明

图1为本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的执行机构结构示意图；

图2为本发明的一种利用流速调节控制星上姿态执行机构在航天器上的安装位置示意图；

图3为实施例中三轴稳定卫星的姿态角控制的仿真结果；

图4为实施例中三轴流速变化曲线图；

其中，1-充液环形管、2-压力泵、3-贮油箱、4-阀门、5-出液连管、6-回液连管、7-航天器、8-第一个执行机构、9-第二个执行机构、10-第三个执行机构。

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1

本发明的一种利用流速调节控制星上姿态的方法，具体控制步骤如下：

步骤1、通过航天器7的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过PID控制方法得到航天器7所需的三轴控制力矩矢量

步骤2、依据动量矩定理，可得将本发明的三个执行机构安装在航天器上时航天器7与执行机构对航天器7质心的总动量矩

且 $I_w=\left[\begin{array}{ccc}{J}_X& 0& 0\\ 0& J_Y& 0\\ 0& 0& J_Z\end{array}\right],$ 充液环形管中液体燃料流动的流速I_w表示执行机构的转动惯量，I表示航天器7的总转动惯量矩阵，

表示航天器7的角速度。航天器7所需的三轴控制力矩矢量依据动量矩定理又可知

将星体执行机构的角动量H_C的变化率投影到航天器7的X轴、Y轴、Z轴上，得到

根据航天器7对质心的动量矩关系，得到

即

通过上述关系，可以得到航天器7所需的控制力矩矢量

与充液环形管1中液体燃料流动的角速度

变化量的关系为

即得到

的变化率

步骤3、根据切向速度与角速度的关系，得到充液环形管1中液体燃料流动的角速度与充液环形管中1液体燃料流动时沿管切向的速度矢量的关系：Ω_i＝τ_i·R。再根据

可以得到

与充液环形管中1液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的变化率

的关系

由此可得速度矢量

的变化率

步骤4、其安装原理、安装位置与传统的角动量控制执行机构相同。根据所得到的

机构中压力泵2的电流或者电压控制器收到控制系统的信号，根据所需变化率

的要求，控制压力泵2的输出功率，对充液环形管1内的液体做功，使其流速

改变。充液环形管1内的液体燃料受到压力泵2的作用，运动速度改变，对航天器7质心的角动量H改变，执行机构对航天器产生的控制力矩

步骤5、根据动量守恒定理，航天器7受到执行机构对航天器7产生的控制力矩

的作用，姿态改变，其改变后的姿态通过敏感器测量与期望姿态进行比较，重新回到步骤1。

通过不断地循环步骤1至5，并实时调整航天器7所需要的姿态控制力矩，最终达到使航天器姿态与期望姿态重合的控制效果。

实现本发明方法的一种利用流速调节控制航天器姿态的执行机构包括：环形半径为0.5m、管径为0.05m、内部流体密度为1.0×10³kg/m³、流动部分质量为6.16kg、转动惯量为1.5421kg·m²的充液环形管1，、压力泵2、贮油箱3、阀门4、出液连管5和回液连管6。沿星体三个主惯量轴分别安装相同的环形管流体角动量交换控制器。

已知航天器7的总转动惯量矩阵 $I=\left[\begin{array}{ccc}12.77& 0.366& 0.158\\ 0.366& 133& 0.099\\ 0.158& 0.099& 133\end{array}\right],$ 初始姿态角为[50 5 25]^T，期望姿态角为[0 0 0]^T。

其连接关系为：贮油箱外接出液连管5、回液连管6；贮油箱顶部带有阀门4，阀门4通过管路连接到航天器7的液体燃料贮箱；出液连管5的另一端连接在压力泵2上；压力泵2与充液环形管1固连；回液连管6的另一端与充液环形管1固连；充液环形管1、压力泵2、贮油箱3、阀门4、出液连管5和回液连管6连接构成流动回路。控制机构则用来控制压力泵2，如图1所示。

其工作过程为：将航天器7用正方体代替，以正方体的中心点O作为航天器坐标系OXYZ的原点，在航天器7的三轴(X轴、Y轴和Z轴)上分别安装本发明设计的执行机构，如图2。

第一个执行机构8中的充液环形管平面与航天器7的X轴垂直，圆心记为O_X，环形半径记为R_X＝0.5m，对航天器7X轴的转动惯量记为J_X＝1.5421kg·m²，对航天器7产生的控制力矩记为T_X，充液环形管1中液体燃料流动的角速度记为Ω_X，充液环形管中1液体燃料流动时沿管切向的流动速度记为τ_X(简称为流速τ_X)，。

第二个执行机构9中的充液环形管1平面与航天器7的Y轴垂直，圆心记为O_Y，环形半径记为R_Y＝0.5m，对航天器7Y轴的转动惯量记为J_Y＝1.5421kg·m²，对航天器7产生的控制力矩记为T_Y，充液环形管中1液体燃料流动的角速度记为Ω_Y，充液环形管中1液体燃料流动时沿管切向的流动速度记为τ_Y(简称为流速τ_Y)。

第三个执行机构10中的充液环形管1平面与航天器7的Z轴垂直，圆心记为O_Z，环形半径记为R_Z＝0.5m，对航天器7Z轴的转动惯量记为J_Z＝1.5421kg·m²，对航天器7产生的控制力矩记为T_Z，充液环形管1中液体燃料流动的角速度记为Ω_Z，充液环形管1中液体燃料流动时沿管切向的流动速度记为τ_Z(简称为流速τ_Z)。

具体工作过程如下：

步骤1、通过航天器7的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过PID控制方法得到航天器7所需的三轴控制力矩矢量

步骤2、依据动量矩定理，由得到的航天器7所需的三轴控制力矩矢量 ${\stackrel{\→}{T}}_C=\left[\begin{array}{c}{T}_{\mathrm{CX}}\\ T_{\mathrm{CY}}\\ T_{\mathrm{CZ}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(-0.45~0.07)\\ (-0.16~0.05)\\ (-0.25~0.12)\end{array}\right]\mathrm{Nm}.$ 得到充液环形管1中液体燃料流动的角速度

变化量 $\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{\mathrm{\Ω}}=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}}_X\\ {\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}}_Y\\ {\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}}_Z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(-0.9~3.5)\\ (-0.6~1.2)\\ (-1.1~2.0)\end{array}\right]\mathrm{rad}/s^2.$

步骤3、根据切向速度与角速度的关系，以及三轴控制力矩

与角速度

变化量

的关系，得到

与充液环形管1中液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的变化率

的关系，由此可得速度矢量

的变化率 ${\stackrel{\stackrel{.}{\→}}{\mathrm{\τ}}}_i==\left[\begin{array}{c}{\stackrel{.}{\mathrm{\τ}}}_X\\ {\stackrel{.}{\mathrm{\τ}}}_Y\\ {\stackrel{.}{\mathrm{\τ}}}_Z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(-0.45~1.75)\\ (-0.30~0.60)\\ (-0.55~1.00)\end{array}\right]m/s^2,$ 如图4所示。

步骤4、根据所得到的

机构中压力泵2的电流或者电压控制器收到控制系统的信号，根据所需变化率

的要求，控制压力泵2的输出功率，对充液环形管1内的液体做功，使其流速

改变。充液环形管1内的液体燃料受到压力泵2的作用，运动速度改变，对航天器7质心的角动量H改变，执行机构对航天器7产生的控制力矩 $\stackrel{\→}{T}=\left[\begin{array}{c}{T}_X\\ T_Y\\ T_Z\end{array}\right]={\stackrel{\→}{T}}_C=\left[\begin{array}{c}{T}_{\mathrm{CX}}\\ T_{\mathrm{CY}}\\ T_{\mathrm{CZ}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(-0.45~0.07)\\ (-0.16~0.05)\\ (-0.25~0.12)\end{array}\right]\mathrm{Nm}.$

步骤5、根据动量守恒定理，航天器7受到三个执行机构对航天器7产生的控制力矩

的作用，姿态改变，其改变后的姿态通过敏感器测量与期望姿态进行比较，重新回到步骤1。

通过不断地循环步骤1至5，最终达到使航天器姿态与期望姿态重合的控制效果，从而实现对航天器姿态的稳定和控制。图3中三条仿真曲线分别代表三轴姿态角度的误差值，可以看出，在环形管流体角动量交换控制器的作用下，卫星的姿态逐渐稳定到期望值，误差趋近于零，航天器稳定到期望姿态值。

Claims (3)

1.一种利用流速调节控制星上姿态的方法，其特征在于：具体步骤如下：

步骤1、通过航天器的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过PID控制方法得到航天器所需的三轴控制力矩矢量

步骤2、依据动量矩定理，将不少于三个的本发明的执行机构安装在航天器上时，可知航天器与执行机构对航天器质心的总动量矩

且 $I_w=\left[\begin{array}{ccc}{J}_X& 0& 0\\ 0& J_Y& 0\\ 0& 0& J_Z\end{array}\right],$ 充液环形管中液体燃料流动的流速

I_w表示执行机构的转动惯量，I表示航天器的总转动惯量，

表示航天器的角速度。航天器所需的三轴控制力矩矢量

依据动量矩定理又可知将星体执行机构的角动量H_C的变化率投影到航天器的X轴、Y轴、Z轴上，得到

根据航天器对质心的动量矩关系，得到

即通过上述关系，可以得到航天器所需的控制力矩矢量与充液环形管中液体燃料流动的角速度

变化量的关系为

即得到

的变化率

步骤3、根据切向速度与角速度的关系，得到充液环形管中液体燃料流动的角速度

与充液环形管中液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的关系：Ω_i＝τ_i·R。再根据

可以得到

与充液环形管中液体燃料流动时沿管切向的速度矢量

的变化率

的关系

由此可得速度矢量

的变化率

步骤4、执行机构的安装原理、安装位置与传统的角动量控制执行机构相同。机构中的压力泵(2)根据所需变化率

的要求，控制压力泵(2)的输出功率，对充液环形管(1)内的液体燃料做功，使其流速改变。充液环形管(1)内的液体燃料受到压力泵的作用，运动速度改变，对航天器质心的角动量H改变，则执行机构对航天器产生的控制力矩

改变。

步骤5、根据动量守恒定理，航天器受到执行机构对航天器产生的控制力矩

的作用，姿态改变，其改变后的姿态通过敏感器测量与期望姿态进行比较，重新回到步骤1。

通过不断地循环步骤1至5，并实时调整航天器所需要的姿态控制力矩，最终达到使航天器姿态与期望姿态重合的控制效果。

2.一种利用流速调节控制航天器姿态的执行机构，其特征在于包括：充液环形管(1)、压力泵(2)、贮油箱(3)、阀门(4)、出液连管(5)、回液连管(6)和控制机构；其连接关系为：贮油箱外接出液连管(5)、回液连管(6)；贮油箱顶部带有阀门(4)，阀门(4)通过管路连接到航天器的液体燃料贮箱；出液连管(5)的另一端连接在压力泵(2)上；压力泵(2)与充液环形管(1)固连；回液连管(6)的另一端与充液环形管(1)固连；充液环形管(1)、压力泵(2)、贮油箱(3)、阀门(4)、出液连管(5)和回液连管(6)连接构成流动回路；控制机构则用来控制压力泵(2)。将本发明设计的执行机构，分别安装在航天器(7)相互垂直的三轴，即X轴、Y轴和Z轴上。其工作过程为：通过控制机构控制压力泵(2)使贮油箱中的液体燃料加速泵入充液环形管(1)中；根据所需的三轴控制力矩(T_CX，T_CY，T_CZ)的大小和方向得到需要液体燃料在充液环形管(1)中的流速Ω改变量，即的变化率

使执行机构的角动量H产生相应的变化，得到对航天器(7)输出的执行机构角动量H，通过对压力泵(2)的控制，能够改变充液环形管(1)内的液体燃料流速Ω，从而得到执行机构对航天器的三轴控制力矩

实现对航天器姿态的稳定和控制。

3.如权利要求1所述的一种利用流速调节控制星上姿态的方法，其特征在于：步骤4所述的执行机构中压力泵(2)根据所需变化率

的要求输出功率，是通过控制电流或者电压来实现的。

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