CN113156987A - 结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法 - Google Patents

结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法 Download PDF

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CN113156987A CN202110422593.0A CN202110422593A CN113156987A CN 113156987 A CN113156987 A CN 113156987A CN 202110422593 A CN202110422593 A CN 202110422593A CN 113156987 A CN113156987 A CN 113156987A
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Abstract

结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法，属于航天器姿态控制技术领域，解决了现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题。本发明采用双框架剪式力矩陀螺驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮吸收双框架剪式力矩陀螺在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力。本发明适用于航天器姿态控制。

Description

结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制 方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制技术领域。
背景技术
飞轮(RW)和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是两种被广泛用于航天器姿态控制的电驱动执行机构，飞轮可以归结为一个可变速转子，机构如图3所示，改变转子转速可以改变飞轮的角动量大小，其与航天器本体的角动量交换过程驱使航天器本体发生运动；控制力矩陀螺由动量飞轮、支撑飞轮的框架和框架转动伺服系统组成，其伺服系统驱动框架转动可以改变动量飞轮的角动量方向，作为一种角动量交换机构驱动航天器本体发生运动；多个飞轮(RW)组合进行于航天器姿态控制时，存在执行机构输出力矩小，且响应较慢的问题；相比RW，SGCMG具有动态响应快、控制力矩大等优点，但同时SGCMG结构复杂，造价高昂且具有奇异问题，即多个SGCMG组成的陀螺群在某一框架角组合下，沿某一方向或在某个平面上无法输出力矩，此时，操纵律设计需考虑角动量包络内部复杂的奇异点，从而使得控制算法设计复杂，且计算量大。
发明内容
本发明目的是为了解决现有采用飞轮或单框架控制力矩陀螺对航天器态控制存在输出力矩小、响应慢或控制算法复杂，且计算量大的问题，提供了一种结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构及其控制方法。
本发明所述一种结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，包括航天器姿态机动驱动组件/干扰力矩吸收组件和配合控制单元；
所述航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元均装设在航天器本体上；
航天器姿态机动驱动组件包括矩形框架A、矩形框架B、剪式力矩陀螺A、剪式力矩陀螺B和四对转轴；
矩形框架A套设在矩形框架B的外侧，且所述矩形框架A和矩形框架B的中心点重合；且所述矩形框架A和矩形框架B的长边和短边分别一一对应；
矩形框架A和矩形框架B的长边之间通过一对转轴转动连接；
剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B分别均设置在矩形框架B内；
且剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B分别通过一对转轴与矩形框架B转动连接；剪式力矩陀螺A通过一对转轴固定在航天器本体上；
所述干扰力矩吸收组件包括三个飞轮，所述三个飞轮相互正交垂直设置；所述三个飞轮分别通过转轴装设在航天器本体上；
配合控制单元用于接收航天器的姿态控制任务，控制航天器姿态机动驱动组件动作，控制航天器的姿态变换，获取航天器姿态机动驱动组件在控制航天器的姿态变换过程中产生的干扰力矩，控制干扰力矩吸收组件的飞轮转动，抵消干扰力矩，使航天器姿态不受干扰力矩的影响。
优选的，本发明中，干扰力矩吸收组件三个飞轮的两个飞轮所在平面与航天器中轴线平行。
优选的，本发明中，矩形框架A和矩形框架B之间的一对轴所在直线与航天器中轴线平行。
上述结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，包括：
步骤一、建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态；
步骤二、获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴；
步骤三、根据机动任务所绕欧拉轴，获取期望力矩方向；
步骤四、根据期望力矩方向，对矩形框架A、矩形框架B、剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B的角度初始化，并获取剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B旋转的期望角度θc，同时根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；
步骤五、相对旋转剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B，使输出力矩逐渐增大，并判断航天器绕机动欧拉轴转过的角度是否达到期望角度θc的二分之一；若是，同时反转剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B至初始角度，机动终止，航天器完成姿态机动；否则，执行步骤六；
步骤六、继续相对旋转剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B直至剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B旋转角度达到
Figure BDA0003022512120000021
停止转动，判断航天器绕欧拉轴转过角度是否达到θc-θa，若是，旋转剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B的角度直至为初始位置使航天器角速度为0rad/s，航天器完成姿态机动。
进一步地，本发明中，步骤五和步骤六中，均还包括根据当前航天器的姿态误差欧拉参数，控制三个飞轮动作，对航天器在旋转剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B旋转过程中承受的陀螺干扰力矩抵消的步骤。
进一步地，步骤一中建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态的具体方法为：
根据欧拉定理，利用定轴及旋转的角度对刚体转动进行描述；
利用四元数描述卫星姿态运动学方程的矩阵为：
Figure BDA0003022512120000031
其中，
Figure BDA0003022512120000032
e＝[ex ey ez]T为四元数对应的欧拉旋转轴，满足
Figure BDA0003022512120000033
ex为欧拉旋转轴的x轴分量，ey为欧拉旋转轴的y轴分量，ez为欧拉旋转轴的z轴分量；θ为绕欧拉旋转轴转过的角度；
同时，
Figure BDA0003022512120000034
q0、q1、q2和q3为姿态四元数q的四个元素，且矢量q＝[q1q2 q3]T的方向与四元数对应的欧拉旋转轴e方向一致；
矢量部分和标量部分的方程：
Figure BDA0003022512120000035
Figure BDA0003022512120000036
表示q0的导数，
Figure BDA0003022512120000037
表示q的导数；其中，
Figure BDA0003022512120000038
ω×表示向量ω的反对称形式矩阵；ω＝[ωx ωy ωz]T为卫星本体的惯性角速度在本体系的投影。
进一步地，本发明中，步骤二中所述获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴的具体方法为：
航天器期望姿态四元数
Figure BDA0003022512120000041
为：
Figure BDA0003022512120000042
其中，qc0、qc1、qc2和qc3均为期望四元数的分量；
当前姿态的四元数
Figure BDA0003022512120000043
为：
Figure BDA0003022512120000044
当前航天器的姿态误差四元数
Figure BDA0003022512120000045
为：
Figure BDA0003022512120000046
其中，qe0、qe1、qe2和qe3均为误差四元数的分量；
机动任务所绕欧拉轴为：qe＝[qe1 qe2 qe3]。
进一步地，本发明中，步骤三中所述期望力矩方向与-Iqe一致；I为航天器整器转动惯量。
进一步地，本发明中，步骤四中根据期望力矩方向，转动矩形框架A和矩形框架B的初始角度进行初始化的具体过程为：
首先，同时驱动剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B旋转，使剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B与其轴线所在平面的夹角为0rad，作为剪式力矩陀螺A和剪式力矩陀螺B的初始角度δsp0；
再依次旋转矩形框架A和矩形框架B，使矩形框架A旋转至δoc：
Figure BDA0003022512120000051
矩形框架B(4)旋转至δic：
δic＝arcsin(α) (9)
其中，βαγ为期望次外层框架面的法向量Ie径归一化后所获得的向量m＝(αβγ)的三个分量。
进一步地，步骤四中根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；的具体方法为：
控制三个飞轮输出的期望力矩τ：
τ＝uact+ud-ω×(Iω+hcmg+hrw) (10)
其中，uact为执行机构输出力矩，ud为航天器所受干扰力矩，hcmg为剪式CMG角动量hrw为飞轮组角动量；
根据剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角动量变化率：
Figure BDA0003022512120000052
获得PD控制器，其中，
Figure BDA0003022512120000053
为航天器角加速度；
利用PD控制器，通获得的三个飞轮绕欧拉轴输出的机动力矩为：
τ＝-I(2pqe+dω) (12)
其中，p为控制器比例项系数，qe为姿态误差四元数矢量部分qe＝(qe1 qe2 qe3)，I为航天器整器转动惯量，p为PD控制器比例系数。
本发明以双框架剪式力矩陀螺(DGSPCMG)驱动航天器进行姿态机动，以三个飞轮(3RW)吸收双框架剪式力矩陀螺(DGSPCMG)在驱动航天器姿态变换过程中产生的干扰力矩，通过调整DGSPCMG的两个框架角，使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力，考虑到实际在轨航天器大都沿欧拉轴进行机动，所以本发明中的“3RW+1DGSPCMG”组合在使用效果上能等同于三对剪式SGCMG构成的执行机构，甚至效果更佳，本发明所述结构及其控制策略与RW类执行机构相比，有效力矩输出能力强；与(陀螺)CMG类执行机构相比，成本低，实现使用2个SGCMG即可达到6个SGCMG的效果、使用简单，不涉及复杂操纵律设计、结构简单可靠；从使用意义上看，本发明所述的执行机构的力矩输出空间是一个球型，在各方向上均匀一致，这也是其他执行机构组合难以做到的。本发明通过调整双框架剪式力矩陀螺的各个框架角，可以在使航天器始终在欧拉轴方向具备最大机动能力，克服了现有的航天器姿态执行机构配置同时采用多个单框架控制力矩陀螺存在结构复杂，造价高昂且具有奇异，从而使得控制算法设计复杂且计算量大的问题。
附图说明
图1为双框架剪式力矩陀螺示意图；
图2为三个正交安装的飞轮示意图；
图3为单框架控制力矩陀螺示意图；
图4为剪式单框架控制力矩陀螺示意图；
图5为航天器机动过程流程图；
图6为欧拉定理原理图；
图7为双框架剪式力矩陀中最外层、次外层和剪式单框架控制力矩陀螺框架角度的仿真结果对比示意图；
图8为剪式单框架控制力矩陀螺输出力矩ucmg三轴的仿真结果示意图；
图9为剪式单框架控制力矩陀螺角动量hcmg三轴的仿真结果示意图；
图10为航天器角速度ω的仿真结果示意图；
图11为航天器误差姿态四元数的仿真结果示意图；
图12为航天器姿态四元数的仿真结果示意图；
图13为航天器机动过程所受干扰力矩ud的仿真结果示意图；
图14为航天器机动过程中三飞轮输出力矩urw的仿真结果示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
具体实施方式一：下面结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，包括航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元；
所述航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元均装设在航天器本体上；
航天器姿态机动驱动组件包括矩形框架A3、矩形框架B4、剪式力矩陀螺A1、剪式力矩陀螺B2和四对转轴；
矩形框架A3套设在矩形框架B4的外侧，且所述矩形框架A3和矩形框架B4的中心点重合；且所述矩形框架A3和矩形框架B4的长边和短边分别一一对应；
矩形框架A3和矩形框架B4的长边之间通过一对转轴转动连接；
剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2分别均设置在矩形框架B4内；
且剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2分别通过一对转轴与矩形框架B4转动连接；剪式力矩陀螺A1通过一对转轴固定在航天器本体上；如图1所示；
所述干扰力矩吸收组件包括三个飞轮，所述三个飞轮相互正交垂直设置；所述三个飞轮分别通过转轴装设在航天器本体上；如图2所示；
配合控制单元用于接收航天器的姿态控制任务，控制航天器姿态机动驱动组件动作驱动航天器的姿态变换，获取航天器姿态机动驱动组件在控制航天器的姿态变换过程中产生的干扰力矩，控制干扰力矩吸收组件的飞轮转动，抵消所述干扰力矩。
进一步地，本实施方式中，干扰力矩吸收组件三个飞轮的两个飞轮所在平面与航天器中轴线平行。
进一步地，本实施方式中，矩形框架A3和矩形框架B4之间的一对轴所在直线与航天器中轴线平行。
进一步地，本实施方式中，与剪式力矩陀螺A1连接的转轴和与剪式力矩陀螺B2连接的转轴的中轴线平行。
上述结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，包括：
步骤一、建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态；
步骤二、获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴；
步骤三、根据机动任务所绕欧拉轴，获取期望力矩方向；
步骤四、根据期望力矩方向，对矩形框架A3、矩形框架B4、剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2的角度初始化，并获取剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2旋转的期望角度θc，同时根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；
步骤五、相对旋转剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2，使输出力矩逐渐增大，并判断航天器绕机动欧拉轴转过的角度是否达到期望角度θc的二分之一；若是，同时反转剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2至初始角度，机动终止，航天器完成姿态机动；否则，执行步骤六；
步骤六、继续相对旋转剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2直至剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2旋转角度达到
Figure BDA0003022512120000081
停止转动，判断航天器绕欧拉轴转过角度是否达到θc-θa，若是，旋转剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2的角度直至为初始位置使航天器角速度为0rad/s，航天器完成姿态机动。
进一步地，步骤五和步骤六中，均还包括根据当前航天器的姿态误差欧拉参数，控制三个飞轮动作，对航天器在旋转剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2旋转过程中承受的陀螺干扰力矩抵消的步骤。
进一步地，本实施方式中，
步骤一中建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态的具体方法为：
根据欧拉定理，利用定轴及旋转的角度对刚体转动进行描述；
利用四元数描述卫星姿态运动学方程的矩阵为：
Figure BDA0003022512120000082
其中，
Figure BDA0003022512120000083
e＝[ex ey ez]T为四元数对应的欧拉旋转轴，满足
Figure BDA0003022512120000091
ex为欧拉旋转轴的x轴分量，ey为欧拉旋转轴的y轴分量，ez为欧拉旋转轴的z轴分量；θ为绕欧拉旋转轴转过的角度；
同时，
Figure BDA0003022512120000092
q0、q1、q2和q3为姿态四元数q的四个元素，且矢量q＝[q1q2 q3]T的方向与四元数对应的欧拉旋转轴e方向一致；
矢量部分和标量部分的方程：
Figure BDA0003022512120000093
Figure BDA0003022512120000094
表示q0的导数，
Figure BDA0003022512120000095
表示q的导数；其中，
Figure BDA0003022512120000096
ω×表示向量ω的反对称形式矩阵；ω＝[ωx ωy ωz]T为卫星本体的惯性角速度在本体坐标系的投影，即航天器的角速度，ωx、ωy和ωz分别为卫星本体的惯性角速度在本体坐标系x、y和z方向的投影。
进一步地，本实施方式中，步骤二中所述获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴的具体方法为：
航天器期望姿态四元数
Figure BDA0003022512120000097
为：
Figure BDA0003022512120000098
其中，qc0、qc1、qc2和qc3均为期望四元数的分量；
当前姿态的四元数
Figure BDA0003022512120000099
为：
Figure BDA00030225121200000910
当前航天器的姿态误差四元数
Figure BDA0003022512120000101
为：
Figure BDA0003022512120000102
其中，qe0、qe1、qe2和qe3均为误差四元数的分量；
机动任务所绕欧拉轴为：qe＝[qe1 qe2 qe3]。
其中，qe0、qe1、qe2和qe3均为误差四元数的分量；例如，当指令四元数为(1 0 0 0)时，偏差四元数同当前四元数相同；而对于给定的期望四元数
Figure BDA0003022512120000103
若当前姿态为(1 0 0 0)，则有偏差四元数(qc0-qc)，其中qc＝qc1 qc2 qc3为给定四元数的矢量部分。
进一步地，本发明中，步骤三中所述期望力矩方向与-Iqe一致；I为航天器整器转动惯量。
进一步地，本发明中，步骤四中根据期望力矩方向，转动矩形框架A3和矩形框架B4的初始角度进行初始化的具体过程为：
首先，同时驱动剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2旋转，使剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2与其轴线所在平面的夹角为0rad，作为剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2的初始角度δsp0；
再依次旋转矩形框架A3和矩形框架B4，使矩形框架A3旋转至δoc：
Figure BDA0003022512120000104
矩形框架B4旋转至δic：
δic＝arcsin(α) (9)
其中，βαγ为期望次外层框架面的法向量Ie径归一化后所获得的向量m＝(α βγ)的三个分量。
进一步地，步骤四中根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；的具体方法为：
控制三个飞轮输出的期望力矩τ：
τ＝uact+ud-ω×(Iω+hcmg+hrw) (10)
其中，uact为执行机构输出力矩，ud为航天器所受干扰力矩，hcmg为剪式CMG角动量,hrw为飞轮组角动量；
根据剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2的角动量变化率：
Figure BDA0003022512120000111
获得PD控制器，其中，
Figure BDA0003022512120000112
为航天器角加速度；
利用PD控制器，通获得的三个飞轮绕欧拉轴输出的机动力矩为：
τ＝-I(2pqe+dω) (12)
其中，p为控制器比例项系数，qe为姿态误差四元数矢量部分qe＝(qe1 qe2 qe3)，I为航天器整器转动惯量，p为PD控制器比例系数。本发明中，采用欧拉四元数对航天器姿态进行描述，由欧拉定理可知，刚体绕固定点的任一位移可绕通过此点的某一轴转动一个角度而得到,于是可以由定轴及旋转的角度来描述。对刚体转动而言，如坐标系oxryrzr可通过绕空间的旋转轴e旋转θ即可得到坐标系oxbybzb，两个坐标系之间的几何关系如图6所示；DGSPCMG由两个外框架和一对SGCMG组成，如图1所示，记最外层框架转角为δo，次外层框架转角为δi，oxbybzb为航天器本体坐标系，xb、yb、zb分别指代航天器滚动、俯仰、偏航轴，同时在DGSPCMG次外层框架平面上建立一个连体坐标系oxcyczc，初始与oxbybzb重合，zc轴正方向与次外层平面法向一致，依次转动最外层、次外层框架，则由oxbybzb至oxcyczc的姿态旋转矩阵
Figure BDA0003022512120000113
记DGSPCMG本体系下角动量为h，并且为了表达简洁，做如下略记符号如表1所示；
表1符号略记对应表
Figure BDA0003022512120000114
Figure BDA0003022512120000121
此时有：
Figure BDA0003022512120000122
Figure BDA0003022512120000123
其中，Hw为航天器的角动量，δsp为剪式力矩陀螺A1和剪式力矩陀螺B2的转角，
Figure BDA0003022512120000124
为hcmg的导数，
Figure BDA0003022512120000125
是δi的导数，
Figure BDA0003022512120000126
是δsp的导数；
根据刚体动量矩定理和公式，有刚体卫星的欧拉运动方程为：
Figure BDA0003022512120000127
ud为航天器所受干扰力矩；
h表示航天器整器角动量，有h＝Iω，I为卫星的惯性矩阵,有：
Figure BDA0003022512120000128
Ix为X轴转动惯量，Iy为Y轴转动惯量，Iz为Z轴转动惯量，IxyX-Y轴惯量积IxzX-Z轴惯量积IyzY-Z轴惯量积；
以SGCMGs和飞轮为执行机构；此时星体总的角动量和表示为：
h＝Iω+hcmg+hrw (17)
将(17)带入中，就得到了以SGCMGs为执行机构的卫星刚体姿态非线性动力学方程：
Figure BDA0003022512120000131
一般取SGCMGs角动量变化率为其控制力矩uact，即：
Figure BDA0003022512120000132
则(19)还可以写为：
Figure BDA0003022512120000133
本发明方法使用三个正交安装的RW和一个DGSPCMG组成航天器执行机构，将DGSPCMG作为一对可变框架轴方向的剪式SGCMG(力矩陀螺)使用，如图1所示，图1为剪式SGCMG示意图；
图中，Hw为单个SGCMG角动量幅值，δsp为SGCMG框架角，方向分别指向1号、2号SGCMG框架轴旋转的正方向。
3RW+1DGSPCMG机构工作过程如下：3RW全过程参与三轴姿态控制，作为干扰力矩吸收系统使用，当旋转DGSPCMG最外层、次外层框架或初始化SGCMG框架角时，航天器本体会受到干扰力矩作用，此时使用3RW系统抵消干扰力矩，具体而言，过程2初始化SGCMG框架角时，航天器姿态应当不变，SGCMG输出力矩为干扰力矩；过程3旋转DGSPCMG最外、次外层框架时，航天器姿态应当不变，驱动框架产生的反作用力矩为干扰力矩；过程4、5中航天器应当保持绕固定欧拉轴旋转，此时航天器所受陀螺力矩为干扰力矩；
求取姿态机动任务的欧拉转轴，SGCMG初始框架角δsp0＝0rad或δsp0＝πrad,此时剪式SGCMG总角动量为0，DGSPCMG相当于两个空框架，在航天器不执行机动任务时，按照此方式工作的剪式SGCMG应当保持δsp＝0rad或δsp＝πrad；
旋转DGSPCMG两个外框架，使得安装剪式SGCMG的内框架平面与期望力矩方向垂直；
对称旋转SGCMG框架轴
Figure BDA0003022512120000134
转角符号与误差四元数对应的旋转角度符号一致，此时航天器在欧拉轴方向具有最大角速度，记录最大角速度ωmax、转过角度θa，若旋转SGCMG框架轴的过程中，航天器绕机动欧拉轴转过的角度已经到达期望角度θc的二分之一，则直接反转SGCMG框架轴至初始位置，机动终止，航天器完成姿态机动，否则转入下一步；
当绕欧拉轴转过角度为θc-θa时，对称反转SGCMG框架轴
Figure BDA0003022512120000141
使得剪式SGCMG回归初始状态，在理想情况下此时航天器应当角速度为0rad/s，绕欧拉轴转过角度恰好为θc。
仿真验证：
下面给出使用“3RW+1DGSPCMG”执行机构进行姿态机动的航天器的仿真例子，本例子只为说明执行机构配置方案的工作过程，如图5所示，故简单的将对象设置为一个零动量航天器，即航天器初始角动量为0，有效性仿真特性参数如下：
I
Figure BDA0003022512120000142
Icmg
Figure BDA0003022512120000143
Hw 100N·m·s
δsp0 0rad
Figure BDA0003022512120000144
(0.9659 0.0156 0.2341 0.1093)
p 9.54
d 5.5
Icmg为δsp＝δsp0时SGCMG总转动惯量，d为PD控制器微分系数，为了简便，用二阶振荡环节
Figure BDA0003022512120000145
替代DGSPCMG最外层框架、次外层框架、SGCMG框架角机动过程，航天器初始姿态四元数为
Figure BDA0003022512120000146
初始DGSPCMG最外层、次外层框架角为δo＝0rad,δi＝0rad。
由7至12可见，在接收到机动指令后，DGSPCMG最外层、次外层框架角依次转动到指定角度并锁定，此后剪式SGCMG框架角开始向
Figure BDA0003022512120000147
增加，航天器在此过程中被加速，并向期望姿态进行机动，当航天器绕欧拉轴转过角度达到θc-θa时，剪式SGCMG框架角开始向初始框架角位置旋转，此过程航天器被减速，且SGCMG框架角转回初始位置时，航天器角速度为0rad/s，姿态为期望姿态。
由图10可明显看出，DGSPCMG最外层、次外层框架旋转时会给航天器姿态带来扰动，由于执行机构输出力矩uact＝urw+ucmg，ucmg为剪式单框架控制力矩陀螺输出力矩，urw航天器机动过程中三飞轮输出力矩，进而结合图13和图14可以发现，3RW很好的抵抗了这些扰动。若想达到和本方案相同的性能，可采用三对剪式SGCMG或3个以上RW组成航天器执行机构。若使用三对剪式SGCMG，执行机构在使用时需要设计复杂的操纵律，且执行机构内含6个SGCMG单机，成本过高；若使用3个以上RW，则执行机构输出力矩较小，且响应较慢。
本发明的下优点：
①使用性能等同甚至优越于三对剪式SGCMG构成的执行机构，但使用SGCMG数量仅为其
Figure BDA0003022512120000151
成本低，结构简单可靠；
②就使用意义而言，其在各个方向上具有相同的力矩输出能力，且使用方法简单；
③执行任务时能够将最大输出力矩集中在期望方向上，契合实际航天任务需求。
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (10)

1.结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，包括航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元；
所述航天器姿态机动驱动组件、干扰力矩吸收组件和配合控制单元均装设在航天器本体上；
航天器姿态机动驱动组件包括矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)、剪式力矩陀螺B(2)和四对转轴；
矩形框架A(3)套设在矩形框架B(4)的外侧，且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的中心点重合；且所述矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的长边和短边分别一一对应；
矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的长边之间通过一对转轴转动连接；
剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分别均设置在矩形框架B(4)内；
且剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)分别通过一对转轴与矩形框架B(4)转动连接；剪式力矩陀螺A(1)通过一对转轴固定在航天器本体上；
所述干扰力矩吸收组件包括三个飞轮，所述三个飞轮相互正交垂直设置；所述三个飞轮分别通过转轴装设在航天器本体上；
配合控制单元用于接收航天器的姿态控制任务，控制航天器姿态机动驱动组件动作驱动航天器的姿态变换，获取航天器姿态机动驱动组件在控制航天器的姿态变换过程中产生的干扰力矩，控制干扰力矩吸收组件的飞轮转动，抵消所述干扰力矩。
2.根据权利要求1所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，干扰力矩吸收组件三个飞轮的两个飞轮所在平面与航天器中轴线平行。
3.根据权利要求1或2所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，矩形框架A(3)和矩形框架B(4)之间的一对轴所在直线与航天器中轴线平行。
4.根据权利要求1或2所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构，其特征在于，与剪式力矩陀螺A(1)连接的转轴和与剪式力矩陀螺B(2)连接的转轴的中轴线平行。
5.结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，基于权利要求1至4中任一项所述结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构实现，其特征在于，包括：
步骤一、建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态；
步骤二、获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴；
步骤三、根据机动任务所绕欧拉轴，获取期望力矩方向；
步骤四、根据期望力矩方向，对矩形框架A(3)、矩形框架B(4)、剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度初始化，并获取剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转的期望角度θc，同时根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；
步骤五、相对旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)，使输出力矩逐渐增大，并判断航天器绕机动欧拉轴转过的角度是否达到期望角度θc的二分之一；若是，同时反转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)至初始角度，机动终止，航天器完成姿态机动；否则，执行步骤六；
步骤六、继续相对旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)直至剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转角度达到
Figure FDA0003022512110000021
停止转动，判断航天器绕欧拉轴转过角度是否达到θc-θa，若是，旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角度直至为初始位置使航天器角速度为0rad/s，航天器完成姿态机动。
6.根据权利要求5所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤五和步骤六中，均还包括根据当前航天器的姿态误差欧拉参数，控制三个飞轮动作，对航天器在旋转剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转过程中承受的陀螺干扰力矩抵消的步骤。
7.根据权利要求5或6所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤一中建立航天器本体坐标系，根据欧拉定理的性质描述航天器的姿态的具体方法为：
根据欧拉定理，利用定轴及旋转的角度对刚体转动进行描述；
利用四元数描述卫星姿态运动学方程的矩阵为：
Figure FDA0003022512110000022
其中，
Figure FDA0003022512110000031
e＝[ex ey ez]T为四元数对应的欧拉旋转轴，满足
Figure FDA0003022512110000032
ex为欧拉旋转轴的x轴分量，ey为欧拉旋转轴的y轴分量，ez为欧拉旋转轴的z轴分量；θ为绕欧拉旋转轴转过的角度；
同时，
Figure FDA0003022512110000033
q0、q1、q2和q3为姿态四元数q的四个元素，且矢量q＝[q1 q2q3]T的方向与四元数对应的欧拉旋转轴e方向一致；
矢量部分和标量部分的方程：
Figure FDA0003022512110000034
Figure FDA0003022512110000035
表示q0的导数，
Figure FDA0003022512110000036
表示q的导数；其中，
Figure FDA0003022512110000037
ω×表示向量ω的反对称形式矩阵；ω＝[ωx ωy ωz]T为卫星本体的惯性角速度在本体系的投影。
8.根据权利要求7所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤二中所述获取航天器期望姿态，利用航天器当前姿态的四元数和期望姿态的四元数，获取当前航天器的姿态误差四元数和机动任务所绕欧拉轴的具体方法为：
航天器期望姿态四元数
Figure FDA0003022512110000038
为：
Figure FDA0003022512110000039
其中，qc0、qc1、qc2和qc3均为期望四元数的分量；
当前姿态的四元数
Figure FDA00030225121100000310
为：
Figure FDA0003022512110000041
当前航天器的姿态误差四元数
Figure FDA0003022512110000042
为：
Figure FDA0003022512110000043
其中，qe0、qe1、qe2和qe3均为误差四元数的分量；
机动任务所绕欧拉轴为：qe＝[qe1 qe2 qe3]。
9.根据权利要求8所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤四中根据期望力矩方向，转动矩形框架A(3)和矩形框架B(4)的初始角度进行初始化的具体过程为：
首先，同时驱动剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)旋转，使剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)与其轴线所在平面的夹角为0rad，作为剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的初始角度δsp0；
再依次旋转矩形框架A(3)和矩形框架B(4)，使矩形框架A(3)旋转至δoc：
Figure FDA0003022512110000044
矩形框架B(4)旋转至δic：
δic＝arcsin(α) (9)
其中，β α γ为期望次外层框架面的法向量Ie径归一化后所获得的向量m＝(α β γ)的三个分量。
10.根据权利要求9所述的结合双框架剪式力矩陀螺和飞轮的航天器执行机构的控制方法，其特征在于，步骤四中根据当前航天器的姿态误差四元数，控制三个飞轮动作，对初始化过程产生的干扰力矩抵消；的具体方法为：
控制三个飞轮输出的期望力矩τ：
τ＝uact+ud-ω×(Iω+hcmg+hrw) (10)
其中，uact为执行机构输出力矩，ud为航天器所受干扰力矩，hcmg为剪式CMG角动量hrw为飞轮组角动量；
根据剪式力矩陀螺A(1)和剪式力矩陀螺B(2)的角动量变化率：
Figure FDA0003022512110000051
获得PD控制器，其中，
Figure FDA0003022512110000052
为航天器角加速度；
利用PD控制器，通获得的三个飞轮绕欧拉轴输出的机动力矩为：
τ＝-I(2pqe+dω) (12)
其中，p为控制器比例项系数，qe为姿态误差四元数矢量部分qe＝(qe1 qe2 qe3)，I为航天器整器转动惯量，p为PD控制器比例系数。
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