專利名稱：一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機構(gòu)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及航天器姿態(tài)的控制執(zhí)行機構(gòu)，具體地說，是涉及一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機構(gòu)，屬于航天器姿態(tài)控制領域。
背景技術：
隨著航天事業(yè)的發(fā)展，對姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)的精度、壽命以及可靠性的要求也越來越高。星上姿態(tài)控制主要指對航天器在軌姿態(tài)角度的控制，指俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)運動， 一般將航天器姿態(tài)投影在某坐標系下，用歐拉角或四元數(shù)表述該坐標系的姿態(tài)變化。相應的控制方法多種多樣，例如在工業(yè)界中應用廣泛且成熟的PID控制方法。PID控制方法可參考吳麒，王詩宓，《自動控制原理(第二版，上冊)》，清華大學出版社，234-237。
對航天器的姿態(tài)進行控制則一般通過某種執(zhí)行機構(gòu)改變航天器的歐拉角或四元數(shù)來實現(xiàn)。目前航天器采用的姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)主要有噴氣推力器、角動量交換裝置、磁力矩器等，其中角動量交換裝置具有能夠提供連續(xù)姿態(tài)控制力矩、不消耗燃料、不污染光學設備和飛行環(huán)境、不易激發(fā)航天器撓性附件的振動、能完全抵消外部干擾力矩中的周期性等優(yōu)點，因而作為航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的主執(zhí)行機構(gòu)廣泛應用于高精度、長壽命的航天器。比較成熟的角動量交換裝置主要包括有反作用輪(Reaction Wheels, Rffs)、動量輪(Momentum Wheels, MWs)、單框架控制力矩陀螺(Single Gimbal Control Moment Gyros, SGCMGs)、雙框架控制力矩陀螺(Double Gimbal Control Moment Gyros，DGCMGs)和變速控制力矩陀螺 (Variable Speed Control Moment Gyros, VSCMGs)等，其中，RWs 和 MWs 的技術已經(jīng)很成熟，廣泛應用于國內(nèi)外多種型號衛(wèi)星的高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，其工作原理為角動量交換，可以參看《航天器飛行動力學原理》，肖業(yè)倫著，宇航出版社，195-196，的相關內(nèi)容得知環(huán)形角動量交換器通過自身的流速調(diào)節(jié)為航天器提供相應的控制力矩。
然而，現(xiàn)有的基于陀螺旋轉(zhuǎn)原理設計的角動量交換裝置都是安裝在相應轉(zhuǎn)軸上的固體旋轉(zhuǎn)執(zhí)行機構(gòu)，轉(zhuǎn)子本身結(jié)構(gòu)不平衡導致其高速旋轉(zhuǎn)時引起航天器的抖動，影響了星載光學設備的成像質(zhì)量；或者由于框架支撐所使用的機械軸承滾珠表面缺陷引起軸承摩擦過熱，使整個控制力矩陀螺單機報廢。發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有技術中控制力矩陀螺在進行角動量交換過程中出現(xiàn)的不穩(wěn)定、不平衡的問題，提出一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機構(gòu)。
本發(fā)明的目的是通過下述技術方案實現(xiàn)的。
本發(fā)明的一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，具體步驟如下
步驟1、通過航天器的姿態(tài)敏感器得到航天器姿態(tài)參數(shù)后，根據(jù)當前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值通過PID控制方法得到航天器所需的三軸控制力矩矢量:Te ；
步驟2、依據(jù)動量矩定理，將不少于三個的本發(fā)明的執(zhí)行機構(gòu)安裝在航天器上4時，可知航天器與執(zhí)行機構(gòu)對航天器質(zhì)心的總動量矩 且
權利要求
1. 一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，其特征在于具體步驟如下 步驟1、通過航天器的姿態(tài)敏感器得到航天器姿態(tài)參數(shù)后，根據(jù)當前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值通過PID控制方法得到航天器所需的三軸控制力矩矢量fe ；步驟2、依據(jù)動量矩定理，將不少于三個的本發(fā)明的執(zhí)行機構(gòu)安裝在航天器上時，可知航天器與執(zhí)行機構(gòu)對航天器質(zhì)心的總動量矩應= /fi5 + / q，且
2. 一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的執(zhí)行機構(gòu)，其特征在于包括充液環(huán)形管(1)、 壓力泵(2)、貯油箱(3)、閥門、出液連管(5)、回液連管(6)和控制機構(gòu)；其連接關系為 貯油箱外接出液連管(5)、回液連管(6)；貯油箱頂部帶有閥門，閥門(4)通過管路連接到航天器的液體燃料貯箱；出液連管( 的另一端連接在壓力泵( 上；壓力泵( 與充液環(huán)形管(1)固連；回液連管(6)的另一端與充液環(huán)形管(1)固連；充液環(huán)形管(1)、壓力泵 (2)、貯油箱(3)、閥門(4)、出液連管(5)和回液連管(6)連接構(gòu)成流動回路；控制機構(gòu)則用來控制壓力泵O)。將本發(fā)明設計的執(zhí)行機構(gòu)，分別安裝在航天器(7)相互垂直的三軸，即 X軸、Y軸和Z軸上。其工作過程為通過控制機構(gòu)控制壓力泵(2)使貯油箱中的液體燃料加速泵入充液環(huán)形管(1)中；根據(jù)所需的三軸控制力矩(Tcx，TCY, Tcz)的大小和方向得到需要液體燃料在充液環(huán)形管(1)中的流速Ω改變量，即G的變化率 ，使執(zhí)行機構(gòu)的角動量H 產(chǎn)生相應的變化，得到對航天器(7)輸出的執(zhí)行機構(gòu)角動量H，通過對壓力泵( 的控制，能夠改變充液環(huán)形管(1)內(nèi)的液體燃料流速Ω，從而得到執(zhí)行機構(gòu)對航天器的三軸控制力矩 (τ)，實現(xiàn)對航天器姿態(tài)的穩(wěn)定和控制。
3.如權利要求1所述的一種利用流速調(diào)節(jié)控制星上姿態(tài)的方法，其特征在于步驟4 所述的執(zhí)行機構(gòu)中壓力泵(2)根據(jù)所需變化率<的要求輸出功率，是通過控制電流或者電壓來實現(xiàn)的。
全文摘要
一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的方法及其執(zhí)行機構(gòu)，屬航天器姿態(tài)控制領域。根據(jù)當前姿態(tài)與期望姿態(tài)的差值得到航天器所需的三軸控制力矩矢量根據(jù)動量矩定理得到與液體燃料流動的角速度變化的關系；根據(jù)環(huán)形管流體角動量交換設備工作原理，得到與液體燃料流動時沿管切向的速度矢量的變化率的關系；壓力泵按照產(chǎn)生相應的所需要的條件控制壓力泵的功率，對液體做功，使其流速改變，從而對航天器質(zhì)心的角動量H改變，則航天器10的姿態(tài)改變；其改變后的姿態(tài)通過敏感器測量與期望姿態(tài)進行比較，重新回到步驟1。實現(xiàn)本發(fā)明方法的一種利用流速調(diào)節(jié)控制航天器姿態(tài)的執(zhí)行機構(gòu)包括充液環(huán)形管、壓力泵、貯油箱、閥門、出液連管、回液連管和控制機構(gòu)。
文檔編號B64G1/24GK102530269SQ20111046012
公開日2012年7月4日 申請日期2011年12月31日 優(yōu)先權日2011年12月31日
發(fā)明者關宏, 徐世杰, 賈英宏 申請人:北京航空航天大學