CN107628272B - 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置及动静不平衡干扰力矩在轨标定方法，发明所提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置包括：配置于旋转部件内或表面配置两台偏置动量轮，所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴，且相互夹角不等于0°或180°；第一偏置动量轮的转速r₁和第二偏置动量轮的转速r₂分别为式中，I₁和I₂分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量；h₁为第一偏置动量轮的角动量，h₂为第二偏置动量轮的角动量θ_{h1_sd}为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角，A₀为动静不平衡干扰力矩的大小，ω₀为旋转部件的旋转速度。

Description

卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，涉及卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置及动静不平衡干扰力矩在轨标定方法。

背景技术

随着现代卫星应用领域的不断拓展，星上载荷，特别是探测应用类载荷，对转动机构的需求越来越大，星上的旋转部件越来越多，旋转部件的惯量要求越来越大，转速要求也越来越快。

星上旋转部件在转动时会形成旋转轴轴向的干扰力矩和干扰角动量，可以通过在卫星星体上配置平衡轮，通过同步反向旋转的方式进行抵消。但旋转部件的质心偏差和质量分布不均，在旋转部件快速旋转时会在旋转面内产生动静不平衡干扰(静不平衡干扰和动不平衡干扰)。

如图1(a)和图1(b)所示，旋转部件绕旋转轴z’z”轴旋转，旋转角速度为ω₀。O_c为整星质心，以O_c为原点建立旋转部件基准坐标系O_cXYZ，O_cZ轴与旋转轴z’z”平行，O_cX轴在与O_cZ轴垂直的平面内，指向旋转部件的零位方向，O_cY轴与其它两轴符合右手定则，坐标系O_cXYZ不随旋转部件转动。

理想情况下，旋转部件质量分布均匀，且质心处于旋转轴上(图1中O_x点)，不会产生静不平衡干扰和动不平衡干扰。

实际旋转部件的质心偏离O_x点，但与O_x点处于同一旋转面内，等效于在距离O_x点r_s处存在一个质量为m_s的质量块，如图1(a)所示。在旋转部件旋转时，m_s产生向心力F_s，作用与整星质心O_c，产生静不平衡干扰力矩T_s，其大小为：

T_s＝F_sgr_sc＝m_sω²r_sgr_sc

T_s处于O_cXY面内，方向随旋转部件旋转而周期变化，在旋转部件处于零位状态时，T_s与O_cX的夹角定义为α₀。

同时旋转部件沿旋转轴方向质量分布不均，等效于在距离O_x点h处的上下两个旋转面内，相对于O_x点对称位置处(与旋转轴距离r_d)各存在一个质量为m_d的质量块，如图1(b)所示。在旋转部件旋转时，两质量块产生的一对离心力F_d形成动不平衡干扰力矩T_d，其大小为：

T_d＝F_dg2h＝m_dω²r_dg2h

T_d处于O_cXY面内，方向随旋转部件旋转而周期变化，在旋转部件处于零位状态时，动不平衡干扰力矩T_d与的夹角定义为β₀。

静不平衡干扰力矩和动不平衡干扰力矩叠加后形成动静不平衡干扰力矩T_sd。根据T_s和T_d的特性可知，T_sd的大小定义为A，当T_s与T_d方向一致时，A取最大值为(m_sr_sr_sc+2m_dr_dh)ω²；T_sd同样处于O_cXY面内，方向随旋转部件旋转而周期变化，在旋转部件处于零位状态时，T_sd与O_cX的夹角定义为γ₀(-180°≤γ₀≤180°)。

针对该干扰，传统的做法是，对旋转部件进行动平衡配平，减小旋转部件的质心偏差和偶不平衡量，从源头上降低静不平衡和动不平衡的干扰，同时再通过卫星姿控系统对动静不平衡干扰进行主动控制。对于尺寸较小，形状规则的旋转部件，由于动静不平衡干扰的幅值较小，上述方法有一定的效果。但对于惯量大，转速快，形状不规则的旋转部件，结构配平的难度很大，配平后旋转面内仍然会残留很大的动静不平衡干扰，如果完全通过卫星姿控系统进行主动抑制，对于姿控系统的配置和控制性能要求均很高。

为打破传统方法的局限性，解决星上旋转部件转动时的动静不平衡干扰问题，提高卫星控制性能，需要一种新的研究思路和解决方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种卫星旋转部件动静不平衡干扰补偿技术，消除星上旋转部件转动时对卫星的干扰，提高卫星的控制精度；为解决所述问题，本发明提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置及动静不平衡干扰力矩进行在轨标定的方法。

本发明提供的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，包括：配置于旋转部件内或表面配置两台偏置动量轮，所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴，且相互夹角不等于0°或180°；第一偏置动量轮的转速r₁和第二偏置动量轮的转速r₂分别为：

式中，I₁和I₂分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量；h₁为第一偏置动量轮的角动量，h₂为第二偏置动量轮的角动量θ_{h1_sd}为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角，A₀为动静不平衡干扰力矩的大小，ω₀为旋转部件的旋转速度。

进一步，所述第一偏置动量轮的最大角动量指标H_1max，第二偏置动量轮的最大角动量指标H_2max满足如下条件：

H_1max≥A_max/|ω₀|,H_2max≥A_max/|ω₀|

上式中，A_max为动静不平衡干扰力矩T_sd的最大值，根据旋转部件的质心偏差和惯量特性测量值计算得到。

进一步，第一偏置动量轮和第二偏置动量轮的夹角为90°。

进一步：动静不平衡干扰力矩的大小和方向采用卫星在轨角速度对动静不平衡干扰力矩进行在轨标定，或者根据动静不平衡干扰力矩的地面测试结果获取。

本发明还提供动静不平衡干扰力矩进行在轨标定的方法，所述方法采用本发明所提供的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，包括：

步骤1.1、保证卫星姿态稳定，旋转部件以初始转速ω₀旋转，在轨测量卫星角速度，动静不平衡干扰力矩T_sd0的大小A₀为：

I_i为卫星对ω_i0对应的基准轴的转动惯量，ω_i0为卫星角速度在与旋转部件旋转轴垂直的某一基准轴方向的分量，ω_i0,p-p为ω_i0正弦变化的峰值；

步骤1.2、旋转部件保持以初始转速ω₀旋转，第一偏置动量轮恒速转动，动静不平衡干扰力矩T_sd0与第一动量轮旋转轴的夹角θ_{h1_sd}的绝对值为：

其中，A₁＝|ω₀|×|h₁₀|为第一偏置动量轮产生的第一控制力矩的大小，h₁₀为第一偏置角动量；A₂为第一控制力矩T₁₀与动静不平衡干扰力矩T_sd0的合力矩T_{sd_10}的大小；

步骤1.3、旋转部件保持以初始转速ω₀旋转，第一偏置动量轮停止旋转，第二偏置动量轮匀速转动；动静不平衡干扰力矩T_sd0与第二动量轮的旋转轴的夹角θ_{h2_sd}的绝对值为：

A₃为第二控制力矩T₂₀的大小，A₄为第二控制力矩T₂₀和动静不平衡干扰力矩合力矩T_sd0叠加后形成合力矩T_{sd_20}的大小；

步骤1.4、动静不平衡干扰力矩合力矩T_sd0的方向为：

本发明的有益效果包括：

通过配置偏置动量轮，并根据动静不平衡干扰力矩配置偏置动量轮，可有效抵消旋转部件旋转时产生的动静不平衡干扰力矩，提高卫星的姿态控制性能。

进一步，本发明提出的动静不平衡干扰补偿方法采用在轨自补偿的方式，旋转部件在地面无需进行动平衡配平工作，简化了卫星研制流程；本发明提出的动静不平衡干扰自补偿方法仅通过安装两个小型偏置动量轮即可实现，方法简单有效，实现成本低，便于工程实现。

本发明提出的技术方案已经通过了地面仿真验证，验证结果显示，通过本发明成果消除了旋转部件的动静不平衡干扰，从而提高了姿控系统的控制性能。

附图说明

图1(a)为卫星旋转部件静不平衡干扰示意图；图1(b)为卫星旋转部件动不平衡干扰示意图；

图2为本发明实施例提供的旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的精神和实质作进一步说明。

为消除旋转部件旋转产生的动静不平衡干扰力矩，本发明实施例提供的旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置如图2所示，包括：配置于旋转部件10内或表面配置两台偏置动量轮，所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴，且相互夹角不等于0°或180°；第一偏置动量轮11的转速r₁和第二偏置动量轮22的转速r₂分别为：

式中，I₁和I₂分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量；h₁为第一偏置动量轮的角动量，h₂为第二偏置动量轮的角动量θ_{h1_sd}为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角，A₀为动静不平衡干扰力矩的大小，ω₀为旋转部件的旋转速度。

如图2所示(图2中,为便于示意,坐标系平移到旋转部件上)，第一置动量轮11的旋转轴与O_cZ的夹角为90°，与O_cX的夹角为φ，第二偏置动量轮22的旋转轴与O_cZ的夹角为90°，与O_cX的夹角为ψ，φ和ψ满足如下条件：

(1)0≤φ≤360°,0≤ψ≤360°；

(2)φ≠ψ；

条件(1)表明,只要保证两偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴,同时满足条件(2)的前提下,两偏置动量轮的安装位置就可以根据旋转部件的结构任意选取。

满足条件(2)可以保证两偏置动量轮的旋转轴不平行，从而可以通过调整两偏置动量轮的偏置角动量h₁和h₂，产生在旋转部件旋转面内任意方向的合成偏置角动量h_c，为达到最佳合成效果，一般取|φ-ψ|＝90°，因此，本实施例以ψ-φ＝90°为例进行阐述。

第一偏置动量轮的最大角动量指标H_1max和第二偏置动量轮的最大角动量指标H_2max满足如下条件：

H_1max≥A_max/|ω₀|,H_2max≥A_max/|ω₀|

上式中，A_max为动静不平衡干扰力矩T_sd的最大值，可根据旋转部件的质心偏差和惯量特性测量值计算得到。

H_1max和H_2max满足上述条件，可以保证在任意方向的合成角动量h_c均足够大，随旋转部件以角速度ω₀旋转时，产生的耦合力矩T_c均可以抵消动静不平衡干扰力矩T_sd。考虑裕量，H_1max和H_2max一般取A_max/|ω₀|的2～3倍。

本发明还提供动静不平衡干扰力矩进行在轨标定的方法，所述方法采用本发明所提供的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，包括：

步骤1.1、在保证卫星姿态稳定的前提下，旋转部件以某初始转速ω₀旋转，待转速稳定且卫星三轴姿态稳定后，卫星姿控系统停止实施控制，使卫星在动静不平衡干扰力矩作用下自由运动，持续时间为2～3个旋转周期T₀(T₀＝2π/ω₀)。

在动静不平衡干扰力矩作用下，卫星角速度呈正弦变化，周期为T₀，根据卫星角速度的在轨测量数据，可以反算出ω₀转速下动静不平衡干扰力矩T_sd0的大小A₀，计算公式如下：

式中，ω₀为旋转部件的初始旋转角速度。

ω_i0为卫星角速度在与旋转部件旋转轴垂直的某一基准轴(一般取O_cX轴或O_cY轴)方向的分量，可根据卫星角速度测量结果以及该基准轴的位置计算得到，ω_i0,p-p为ω_i0正弦变化的峰峰值。

I_i为卫星对ω_i0对应的基准轴的转动惯量，可根据卫星惯量特性测量值和该基准轴的的位置计算得到。

步骤1.2、在步骤1.1的基础上，开启第一偏置动量轮，保持某恒定转速，在第一偏置动量轮旋转轴方向上形成偏置角动量h₁₀，该偏置角动量h₁₀与旋转部件角速度ω₀作用形成控制力矩T₁₀。

控制力矩T₁₀的大小为A₁，计算公式如下：

A₁＝|ω₀|×|h₁₀|

T₁₀的方向在旋转部件的旋转面内，与旋转部件的旋转方向和第一偏置角动量h₁₀的方向符合右手定则，第一偏置动量轮的产生的控制力矩T₁₀和动静不平衡干扰力矩T_sd0叠加后形成合力矩T_{sd_10}，与步骤2.1中测量A₀同样原理，可以得到T_{sd_10}的幅值A₂。

根据T₁₀，T_sd和T_{sd_10}的幅值，利用余弦定理，可得到动静不平衡干扰力矩T_sd0与第一偏置动量轮旋转轴的夹角θ_{h1_sd}的绝对值，计算公式如下：

步骤1.3、在步骤1.2的基础上，关闭第一偏置动量轮，启动第二偏置动量轮，保持某恒定转速，形成偏置角动量h₂₀，该偏置角动量h₂₀与旋转部件角速度ω₀作用形成控制力矩T₂₀，控制力矩T₂₀的大小为A₃。

同样，T₂₀的方向在旋转部件的旋转面内，与旋转部件的旋转方向和偏置角动量h₂₀的方向符合右手定则，第二偏置动量轮产生的控制力矩T₂₀和动静不平衡干扰力矩合力矩T_sd0叠加后形成合力矩T_{sd_20}，与步骤1.1中测量A₀同样原理，可得到T_{sd_20}的幅值A₄。

根据T₂₀，T_sd和T_{sd_20}的幅值，利用余弦定理，可得到动静不平衡干扰力矩T_sd0与第二偏置动量轮旋转轴的夹角θ_{h2_sd}的绝对值，计算公式如下：

子步骤四、根据T_sd0与第一偏置动量轮旋转轴的夹角的绝对值，和T_sd0与第二偏置动量轮旋转轴的夹角的绝对值，确定动静不平衡干扰力矩的方向，方法如下：

由此，完成了卫星动静不平衡干扰力矩的在轨标定，获得了动静不平衡干扰力矩的大小和方向。

实例

本实例针对具体型号卫星，描述本发明实施例的具体实施方式。

卫星的结构形式包含旋转部件，卫星在轨工作时，旋转部件工作转速为20rpm，即转动角速度为ω₀＝2π/3rad/s。利用动平衡机对旋转部件进行配平。

根据本发明技术，通过如下步骤，自补偿卫星旋转部件的动静不平衡干扰力矩。

步骤一、在旋转部件表面安装第一偏置动量轮和第二偏置动量轮，两偏置动量轮的旋转轴均垂直于旋转部件的旋转轴，第一偏置动量轮的旋转轴与O_cX的夹角为φ＝0°，第二偏置动量轮的旋转轴与O_cX的夹角为ψ＝90°。

两偏置动量轮的配置相同，沿其旋转轴方向上的转动惯量为：

I₁＝I₂＝0.0007kggm²

最大转速为：

r_1max＝r_2max＝4000rmp

相应两偏置动量轮最大角动量指标为：

H_1max＝H_2max≈0.29Nms

步骤二、根据卫星在轨角速度对动静不平衡干扰进行在轨标定，获得在零位时刻的动静不平衡干扰力矩的大小和方向。具体标定过程实施如下：

步骤2.1、在保证卫星姿态稳定的前提下，旋转部件以初始转速ω₀＝2π/3rad/s旋转，待转速稳定且卫星三轴姿态稳定后，卫星姿控系统停止实施控制，使卫星在动静不平衡干扰力矩作用下自由运动，持续9s时间。

在动静不平衡干扰力矩的作用下，卫星角速度呈正弦变化，周期为3s，选定周期内某一时刻，根据卫星角速度的在轨测量数据，可以反算出转速ω₀下，动静不平衡干扰力矩T_sd0的大小A₀：

A₀＝0.3Nm

步骤2.2、在子步骤一的基础上，开启第一偏置动量轮，保持恒定转速2000rpm，在第一偏置动量轮旋转轴方向上形成偏置角动量，该偏置角动量与旋转部件的角速度ω₀作用形成控制力矩T₁₀，控制力矩T₁₀的大小为A₁，控制力矩T₁₀与动静不平衡干扰力矩T_sd0叠加形成合力矩T_{sd_10}，重复子步骤一，得到T_{sd_10}的大小A₂。

利用余弦定理，可以得到动静不平衡干扰力矩与第一偏置动量轮旋转轴的夹角θ_{h1_sd}的绝对值：

|θ_{h1_sd}|＝π/6rad

步骤2.3、在子步骤二的基础上，关闭第一偏置动量轮，启动第二偏置动量轮，保持恒定转速2000rpm,在第二偏置动量轮旋转轴方向上形成偏置角动量，该偏置角动量与旋转部件的角速度ω₀作用形成控制力矩T₂₀，控制力矩T₂₀的大小与A₁相等，控制力矩T₂₀与动静不平衡干扰力矩T_sd0叠加形成合力矩T_{sd_20}，重复步骤2.1，得到T_{sd_20}的大小A₄。

利用余弦定理，可以得到动静不平衡干扰力矩与第二偏置动量轮旋转轴的夹角θ_{h2_sd}的绝对值：

|θ_{h2_sd}|＝2π/3rad。

步骤2.4、根据步骤2.2和步骤2.3的结果，周期内同一时刻确定动静不平衡干扰力矩的方向：

θ_{h1_sd}＝-π/6rad

步骤三、根据步骤二中所述获得的该时刻的动静不平衡干扰力矩在轨标定结果，对两偏置动量轮的转速进行设置。

步骤3.1、首先对两偏置动量轮的角动量h₁和h₂进行设置：

步骤3.2、根据所得两偏置动量轮的角动量，对两偏置动量轮的转速r₁和r₂进行设置：

其中转速的正负表示偏置动量轮的正转和反转。

结合卫星动静不平衡干扰力矩在轨标定结果，其余时刻的第一偏置动量轮和第二偏置动量轮的转速配置亦可以通过这种方式获得。

这里本发明的描述和应用是说明性的，并非想将本发明的范围限制在上述实施例中。这里所披露的实施例的变形和改变是可能的，对于那些本领域的普通技术人员来说实施例的替换和等效的各种部件是公知的。本领域技术人员应该清楚的是，在不脱离本发明的精神或本质特征的情况下，本发明可以以其它形式、结构、布置、比例，以及用其它组件、材料和部件来实现。在不脱离本发明范围和精神的情况下，可以对这里所披露的实施例进行其它变形和改变。

Claims (4)

1.卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，其特征在于，包括：配置于旋转部件内或表面配置两台偏置动量轮，所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴，且相互夹角不等于0°或180°；第一偏置动量轮的转速r₁和第二偏置动量轮的转速r₂分别为式中，I₁和I₂分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量；h₁为第一偏置动量轮的角动量，h₂为第二偏置动量轮的角动量θ_{h1_sd}为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角，A₀为动静不平衡干扰力矩的大小，ω₀为旋转部件的旋转速度；所述第一偏置动量轮的最大角动量指标H_1max，第二偏置动量轮的最大角动量指标H_2max满足如下条件：

H_1max≥A_max/|ω₀|,H_2max≥A_max/|ω₀|

上式中，A_max为动静不平衡干扰力矩T_sd的最大值，根据旋转部件的质心偏差和惯量特性测量值计算得到。

2.根据权利要求1所述的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，其特征在于，第一偏置动量轮和第二偏置动量轮的夹角为90°。

3.根据权利要求1所述的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，其特征在于：动静不平衡干扰力矩的大小和方向采用卫星在轨角速度对动静不平衡干扰力矩进行在轨标定，或者根据动静不平衡干扰力矩的地面测试结果获取。

4.动静不平衡干扰力矩进行在轨标定的方法，所述方法采用权力要求1至3中任意一项所提供的卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置，包括：

步骤1.1、保证卫星姿态稳定，旋转部件以初始转速ω₀旋转，在轨测量卫星角速度，动静不平衡干扰力矩T_sd0的大小A₀为：

I_i为卫星对ω_i0对应的基准轴的转动惯量，ω_i0为卫星角速度在与旋转部件旋转轴垂直的某一基准轴方向的分量，ω_i0,p-p为ω_i0正弦变化的峰值；

步骤1.2、旋转部件保持以初始转速ω₀旋转，第一偏置动量轮恒速转动，动静不平衡干扰力矩T_sd0与第一动量轮旋转轴的夹角θ_{h1_sd}的绝对值为：

其中，A₁＝|ω₀|×|h₁₀|为第一偏置动量轮产生的第一控制力矩的大小，h₁₀为第一偏置角动量；A₂为第一控制力矩T₁₀与动静不平衡干扰力矩T_sd0的合力矩T_{sd_10}的大小；

步骤1.3、旋转部件保持以初始转速ω₀旋转，第一偏置动量轮停止旋转，第二偏置动量轮匀速转动；动静不平衡干扰力矩T_sd0与第二动量轮的旋转轴的夹角θ_{h2_sd}的绝对值为：

A₃为第二控制力矩T₂₀的大小，A₄为第二控制力矩T₂₀和动静不平衡干扰力矩合力矩T_sd0叠加后形成合力矩T_{sd_20}的大小；

步骤1.4、动静不平衡干扰力矩合力矩T_sd0的方向为：