CN108958273A - 一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，包括步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求，如姿态机动时间等；步骤B：确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量；步骤C：确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型；步骤D：根据重量约束，选择替换SGCMG群中的若干SGCMG；步骤E：分析/仿真替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。本发明既能满足卫星姿态稳定及姿态机动需求的同时，又能减轻单框架控制力矩陀螺群重量，达到卫星轻量化和成本节约化。
Description
技术领域
本发明涉及航天飞行器控制领域，为一种采用多种型谱的单框架控制力矩陀螺组合成陀螺群的构型设计方法。
背景技术
执行机构为航天器提供姿态稳定或姿态机动所需的控制力矩，是姿态控制系统的重要组成部分。执行机构姿态控制方式主要有质量交换和动量交换两种方式。质量交换方式具有大推力、响应速度快等优点，但这种方式需要增加专门的喷气装置，这样会增加卫星的质量和成本，而且这种控制方式稳定性不佳。动量交换控制方式依据动量矩定理，为星体提供反作用控制力矩。常用的动量交换执行机构有反作用轮和控制力矩陀螺等。反作用轮方向不变，转速改变，是目前小卫星姿控系统中应用最广的执行机构，但其输出力矩较小。相对于反作用轮，控制力矩陀螺输出力矩更大，响应速度更快等特点。由于控制力矩陀螺以上优点，控制力矩陀螺在姿态控制领域受到越来越多的应用，目前在航天领域应用较广的为单框架控制力矩陀螺(以下简称SGCMG)。
由于SGCMG的工作特性，在使用时SGCMG需要至少n台(n≥2)同时工作，称这种方式为控制力矩陀螺群(以下简称SGCMG群)。SGCMG群的基本要素有：SGCMG的安装方式、SGCMG的数量、SGCMG群的角动量及最大的框架角速率。其中最大的框架角速率为SGCMG单机的设计特性，SGCMG群构型研究的主要研究内容为前三项。
SGCMG群构型按照安装形式可分为两大类：成对安装和非成对对称安装。成对安装是指在同一轴上安装两个SGCMG，这样安装可以减轻奇异面的复杂程度。代表构型有双平行构型、三平行构型。非成对对称安装，是指在每一轴上只安装一个SGCMG，而框架轴在空间成对称分布，由于其对称分布的特点，每个SGCMG在系统中处于相同的位置，作用也相同，这样具有最高的失效效率，代表构型有金字塔构型、五棱锥构型等。评价SGCMG构型优劣的指标有静态指标和动态指标，其中静态指标依赖于构型的安装矩阵，一旦构型确定就不再改变，是选择合适SGCMG构型的依据。常见的SGCMG构型的静态指标有构型效益，失效效益，可控效益，奇点损失率等。
经过调研，目前关于SGCMG群构型设计中均考虑的是采用同一型谱的SGCMG来组成SGCMG群。但是在工程研制过程中，可能受限于航天器的重量等因素，需要SGCMG群在提供所需的姿态机动及稳定的角动量时，能兼顾减重的需求，因此本发明提出了基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，在一定程度上满足了减重和姿态控制的双重需求。
发明内容
针对减重和姿态控制的双重需求，本发明提出了一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法。
本发明具体通过以下技术方案实现：
一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，包括如下步骤：
步骤A：根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求，如姿态机动时间等；
步骤B：确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量；
步骤C：确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型；
步骤D：根据重量约束，选择替换SGCMG群中的若干SGCMG；
步骤E：分析/仿真替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。
优选地，在所述步骤A中，具体地：姿态控制中姿态机动过程中角动量需求大于稳态控制的角动量需求，因此需要明确姿态机动的指标需求，如机动时间、机动角度等，作为后续SGCMG群构型选择的重要输入。
优选地，在所述步骤B中，具体地：根据卫星质量特性及姿态控制(主要为姿态机动)的需求确定卫星姿态控制所需的角动量。
优选地，在所述步骤C中，具体地：在根据角动量需求选择SGCMG群构型时，需要考虑SGCMG群的各项静态性能指标，同时在工程应用中应考虑可靠性和单机冗余设计。
优选地，在所述步骤D中，具体地：一般情况下，SGCMG的重量越轻，SGCMG的角动量也随之变小。为了减重而替换SGCMG时，并非替换掉SGCMG的数量越多越好，需在SGCMG群构型效益影响可接受的前提下，确定替换SGCMG的数量；替换原则为优先替换控制力矩陀螺群中对整个构型的效益影响较小的位置上的控制力矩陀螺，替换时一般考虑用将控制力矩陀螺群中的部分控制力矩陀螺替换成角动量相近的其他轻型控制力矩陀螺；替换后的控制力矩陀螺群仍能满足姿态控制的指标要求，包括构型效益、失效效益、可控效益等。
优选地，在所述步骤E中，具体地：为了确保完成SGCMG替换后的SGCMG群满足卫星的姿态控制需求，可以进行理论分析和数学仿真，确保设计结果满足任务需求。
本发明既能满足卫星姿态稳定及姿态机动需求的同时，又能减轻单框架控制力矩陀螺群重量，达到卫星轻量化和成本节约化
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为卫星姿态机动过程中姿态角速度变化曲线设计值；
图中：tm为卫星匀速机动时间；tr为卫星加速时间；tf卫星减速时间。
图2为SGCMG群五棱锥构型。
图中：g1～g6分别代表五棱锥构型中的SGCMG1至6的转轴方向；h0为五棱锥构型中的SGCMG1至6的角动量方向。
图3为五棱锥构形的角动量球。
图中：a.角动量球；b.失效一个SGCMG(g6)的角动量球。
图4为替换掉g1+g6的SGCMG群的姿态角仿真曲线图(g2故障)。
图5为替换掉g1+g6的SGCMG群的姿态角速度仿真曲线图(g2故障)。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明实施例提供了一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，包括如下步骤：
1)根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求，如姿态机动时间等
本步骤非本发明的研究内容，仅为专利内容的设计输入，以下假设：根据总体任务需求初步布局设计后，确定了某型卫星的总重为3000kg，卫星需要进行三轴姿态机动，其中惯量最大轴的惯量为10000kg·m2，要求卫星姿态机动角度为80°，姿态机动时间为4min。
2)确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量
卫星的姿态控制主要分为稳态控制和姿态机动控制两类，其中卫星稳态控制过程对执行机构角动量的要求没有卫星姿态机动的角动量需求大，因此在选择执行机构总角动量时应该针对卫星姿态机动模式来分析所需角动量。卫星机动有加速、减速和稳定过程，取最大的机动角速度为0.9ωmax(ωmax为执行机构群可提供的最大角速度，一般工程设计中需要考虑余量，因此最大的机动角速度取为执行机构群可提供的最大角速度的0.9倍，0.1ωmax作为设计余量)，加减速时速度近似为线性变化，因此下式成立，则：
其中，θJD为姿态机动角度，tr、tf、tm和T分别为卫星加速时间、减速时间、匀速机动时间以及总的机动时间指标，α为陀螺群效益，h为控制力矩陀螺角动量，I为卫星姿态机动轴的惯量，根据上述公式可以推导得到
在估算执行机构的总角动量时，加减速过程及姿态稳定时间可以根据经验值估算。本案例中分别取为：加减速时间各为15秒，稳定时间为80秒，则将相关设计输入带入上式可以估算得到
α·h≥107Nms (3)
3)确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型
为了使系统具备回避奇异状态的能力，同时也使执行机构在一部分SGCMG失效的情况下仍能完成三自由度力矩输出，SGCMG系统必须设计成冗余的，即SGCMG个数必须大于三自由度控制的维数，目前的SGCMG系统经常由4至6个SGCMG组成。在根据姿态控制总角动量需求选择SGCMG群时，至少需要满足3个条件：
①SGCMG群的构型效益满足(3)；
②为了避免陀螺群在控制过程中出现显性奇异，一般要求陀螺群工作在可控效益下的角动量球内，即SGCMG群的可控效益需要满足(3)；
③在工程设计中需要考虑执行机构的备份，要求1个或2个SGCMG失效后，执行机构仍能满足姿态控制要求，即SGCMG群的失效效益需要满足(3)。
常见的4至6个SGCMG组成的SGCMG群的构型效益、失效效益及可控效益见下表。
表1各种SGCMG群构型的效益对比表
| 构型 | SGCMG数量 | 构型效益 | 失效效益 | 可控效益 |
| 双平行构型 | 4 | 2h* | 1h | 0h |
| 三平行构型 | 6 | 4h | 3h | 2h |
| 四面体构型 | 4 | 2.6492h | 1.8060h | 0.9428h |
| 金字塔构型 | 4 | 2.9389h | 1.9695h | 1.1323h |
| 四棱锥构型 | 5 | 3.6864h | 2.7150h | 1.7557h |
| 五面锥构型 | 5 | 3.6905h | 2.7716h | 1.9180h |
| 五棱锥构型 | 6 | 4.4708h | 3.6045h | 4.2740h |
注：h为单个SGCMG的角动量。
上表中通过对比可以看出：
①4个SGCMG的陀螺群构型中最优构型为金字塔构型。对于该构型，要满足姿态控制需求，单个SGCMG的角动量需满h>94.49Nms；
②5个SGCMG的陀螺群构型中最优构型为五面锥构型。对于该构型，要满足姿态控制需求，单个SGCMG的角动量需满h>55.7Nms；
②6个SGCMG的陀螺群构型中最优构型为五棱锥构型。对于该构型，要满足姿态控制需求，单个SGCMG的角动量需满h>29.68Nms。
表2中给出了角动量50～100Nms范围内的、我国的成熟度高于3级的SGCMG型谱单机基本情况统计。
表2我国成熟SGCMG型谱数据(2015版)*
注：本发明中的SGCMG型谱数据仅以2015年的单机型谱为例说明，具体工程使用中可以根据最新情况进行选择。
结合表2的数据和前面的分析，满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型的总重量分别见表3。
表3构型与重量
可以看出，在均满足姿态控制总角动量需求的前提下，由6个50Nms单框架控制力矩陀螺组成的五棱锥构型总重最轻，满足任务需求。
4)根据重量约束，选择、分析替换SGCMG群中的若干SGCMG
五棱锥构型为常用的SGCMG群构型，具体见图2所示。为了减轻SGCMG群的重量，在满足姿态控制总角动量需求的前提下，可以考虑将五棱锥构型中的部分SGCMG替换成角动量相近的其他轻型SGCMG。通过对五棱锥构型效益分析可知，SGCMG6(以下简称g6，具体位置参见图2)失效后对五棱锥构型的构型效益和可控效益的影响比其他5个位置小(参见图3)，因此建议的SGCMG的替换方案为：
①仅替换1个：替换g6；
②替换2个：替换g6和g1～g5中任一个。
经查，现有的SGCMG型谱中角动量接近50Nms的成熟单机类型为25Nms，单机重要指标如表4所示。
表4 25Nms的SGCMG重要性能指标
| 产品名称 | 成熟度 | 角动量(Nms) | 重量(kg) |
| 25Nms单框架控制力矩陀螺 | 4 | 25 | 18 |
根据上表可以看出，25Nms的控制力矩陀螺本体比50Nms的控制力矩陀螺本体轻3.5kg，可以考虑用该单机对五棱锥构型中的50Nms的SGCMG进行替换，分析替换后的五棱锥构型的效益见表5。
表5各种SGCMG群构型的效益对比表
| SGCMG的替换方案 | 构型效益 | 失效效益 | 可控效益 |
| 仅替换g6 | 4.033h1 | 3.136h1 | 3.208h1 |
| 替换g6和g1 | h1 | 2.687h1 * | 2.791h1 |
注：h1为50Nms，失效效益统计g2～g5中任意一个失效的最恶劣情况。
根据上表中的分析可知，替换2个25Nms的SGCMG后，五棱锥构型的效益仍能满足姿态控制的总角动量要求，因此最终确定卫星的执行机构配置为由4台50Nms+2台25Nms组成的五棱锥SGCMG群。
5)替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。
为了确保减重后的五棱锥SGCMG群能满足姿态控制，尤其是姿态机动的需求，需要对姿态控制进行分析和仿真。在考虑各种陀螺群效益情况下，表6列出了基于减重后的五棱锥SGCMG群的卫星姿态机动所需时间，均满足任务要求。对g2失效的情况进行了数学仿真，仿真结果见图4和图5，仿真结果表明在197s内完成了80°的姿态机动，与理论分析结果基本一致。
表6各种SGCMG群构型的效益对比表
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (5)
1.一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤A：根据总体任务需求，确定卫星质量特性及姿态控制的需求；
步骤B：确定卫星姿态控制所需的执行机构总角动量；
步骤C：确定满足姿态控制总角动量需求的SGCMG群构型；
步骤D：根据重量约束，选择替换SGCMG群中的若干SGCMG；
步骤E：分析/仿真替换后SGCMG群的角动量是否满足姿态控制需求。
2.如权利要求1所述的一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，其特征在于：在所述步骤B中根据卫星质量特性及姿态控制的需求确定卫星姿态控制所需的角动量。
3.如权利要求1所述的一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，其特征在于：在所述步骤C中在根据角动量需求选择SGCMG群构型时，需要考虑SGCMG群的各项静态性能指标，同时在工程应用中应考虑可靠性和单机冗余设计。
4.如权利要求1所述的一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，其特征在于：在所述步骤D中需在SGCMG群构型效益影响可接受的前提下，确定替换SGCMG的数量；替换原则为优先替换控制力矩陀螺群中对整个构型的效益影响较小的位置上的控制力矩陀螺。
5.如权利要求1所述的一种基于不同型谱单框架控制力矩陀螺的陀螺群构型设计方法，其特征在于：在所述步骤E中，为了确保完成SGCMG替换后的SGCMG群满足卫星的姿态控制需求，可以进行理论分析和数学仿真，确保设计结果满足任务需求。
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