星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法，屬于航空衛(wèi)星【技術(shù)領(lǐng)域】。本發(fā)明的構(gòu)型設(shè)計中，設(shè)置載荷的質(zhì)心與轉(zhuǎn)動軸的交點重合，去除載荷和衛(wèi)星本體連接關(guān)節(jié)處的驅(qū)動電機，使得載荷與衛(wèi)星本體由自由關(guān)節(jié)連接，在載荷上安裝控制力矩陀螺群，以提供指向控制需要的力矩。本發(fā)明的構(gòu)型設(shè)計方法能夠降低載荷對衛(wèi)星本體的擾動，提高衛(wèi)星本體姿態(tài)的穩(wěn)定度和穩(wěn)態(tài)精度，極大地降低在載荷高速回掃時完成衛(wèi)星本體姿態(tài)穩(wěn)定所消耗的能量。
【專利說明】星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空衛(wèi)星【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種衛(wèi)星上使用的二維指向系統(tǒng)的構(gòu)型設(shè)計。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著航天事業(yè)的高速發(fā)展，航天應(yīng)用也愈加廣泛和深入。復(fù)雜的實際應(yīng)用不僅要求衛(wèi)星平臺姿態(tài)穩(wěn)定，還要求平臺上安裝具有指向功能的載荷(如相機、天線等)，以完成實際任務(wù)。如跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星，實際任務(wù)要求其上安裝的單址天線精確指向和跟蹤用戶星，同時要求衛(wèi)星平臺保持姿態(tài)穩(wěn)定；導(dǎo)彈防御預(yù)警系統(tǒng)則要求星上指向跟蹤載荷(如紅外相機)具有高速的回轉(zhuǎn)、回掃以及跟蹤功能，同時要求衛(wèi)星平臺姿態(tài)穩(wěn)定。
[0003]星上的指向載荷與衛(wèi)星本體構(gòu)成了復(fù)雜的多體系統(tǒng)。衛(wèi)星的首要任務(wù)需要維持姿態(tài)的穩(wěn)定，同時載荷需指向目標。載荷在完成指向任務(wù)過程中，會對衛(wèi)星本體產(chǎn)生反作用力矩，進而降低平臺的穩(wěn)定度。如何降低載荷對衛(wèi)星本體的擾動是當前研究的熱點問題。
[0004]目前星上指向系統(tǒng)大多采用框架系統(tǒng)，由電機輸出力矩，完成載荷的指向控制。這樣設(shè)計的主要問題是，電機作用在載荷上的力矩直接產(chǎn)生了作用在本體上的反作用力矩，這對本體的姿態(tài)穩(wěn)定很不利。當前的研究重點在于如何設(shè)計復(fù)合控制器，使得載荷的角動量可以及時得到補償，以提高本體姿態(tài)的穩(wěn)態(tài)精度。然而，雖然本體的姿態(tài)控制精度提高了，但是控制能量問題始終沒有得到解決。其根本原因在于，電機提供的作用力矩在衛(wèi)星本體上產(chǎn)生了反作用力矩，本體上的指向機構(gòu)還將對該力矩進行補償，以維持本體的姿態(tài)穩(wěn)定。尤其是在載荷具有長時期快速回掃任務(wù)時，系統(tǒng)的整體能耗問題更為嚴重。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明針對具有指向任務(wù)載荷的航天器多體系統(tǒng)，存在的衛(wèi)星本體整體能量損耗嚴重的問題，提供了一種星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法，旨在為國內(nèi)現(xiàn)今的和將來的星上指向系統(tǒng)設(shè)計提供技術(shù)支持，以期降低載荷運動時對衛(wèi)星本體的擾動，同時降低整個系統(tǒng)的能耗。
[0006]本發(fā)明的星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法包括以下幾個方面:
[0007]第一步:設(shè)置載荷的質(zhì)心與轉(zhuǎn)動軸的交點重合，即將載荷通過質(zhì)心安裝在衛(wèi)星本體上；
[0008]第二步:去除安裝在衛(wèi)星本體和中間連接體上的驅(qū)動電機，使得載荷與衛(wèi)星本體由自由關(guān)節(jié)連接；
[0009]第三步:在載荷上安裝一組控制力矩陀螺群(CMGs)，以提供指向控制需要的力矩。
[0010]本發(fā)明方法設(shè)計的新構(gòu)型通過取消傳統(tǒng)的電機驅(qū)動，采用了無反作用力矩驅(qū)動的概念，通過在載荷上安裝角動量交換裝置(CMGs)，很好地降低了多體系統(tǒng)之間的動力學(xué)耦合程度。新構(gòu)型使得載荷對本體的擾動幅值大幅降低，提高了本體維持平臺姿態(tài)穩(wěn)定的穩(wěn)態(tài)精度和穩(wěn)定度，同時降低了完成指向跟蹤和平臺姿態(tài)穩(wěn)定任務(wù)的能耗。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1為傳統(tǒng)構(gòu)型下衛(wèi)星平臺和載荷構(gòu)成的整體構(gòu)型圖；
[0012]圖2為采用本發(fā)明方法的衛(wèi)星平臺和載荷構(gòu)成的整體構(gòu)型圖；
[0013]圖3為載荷完成相同指向任務(wù)且衛(wèi)星本體不受控時的姿態(tài)偏差結(jié)果對比圖；
[0014]圖4為載荷完成相同的指向任務(wù)且衛(wèi)星本體完成姿態(tài)穩(wěn)定任務(wù)，在相同的控制器下本體的姿態(tài)偏差對比圖；
[0015]圖5為載荷完成相同的指向任務(wù)且衛(wèi)星本體完成姿態(tài)穩(wěn)定任務(wù)，在相同的控制器下本體的姿態(tài)穩(wěn)定度對比圖；
[0016]圖6為載荷完成相同的指向任務(wù)且衛(wèi)星本體完成姿態(tài)穩(wěn)定任務(wù)，在相同的控制器下本體的控制力矩幅值對比圖。
【具體實施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖，詳細說明本發(fā)明的優(yōu)勢。為將優(yōu)勢顯示化，下面結(jié)合某一個航天器兩體系統(tǒng)的控制仿真結(jié)果對本發(fā)明方案作具體的說明。
[0018]如圖1所示，為衛(wèi)星平臺和載荷構(gòu)成的傳統(tǒng)構(gòu)型，其中載荷2通過轉(zhuǎn)動軸3安裝在衛(wèi)星平臺I上，方位軸和俯仰軸連接關(guān)節(jié)處設(shè)置有電機4，分別用來驅(qū)動中間連接體和載荷，方位軸的關(guān)節(jié)電機4安裝在衛(wèi)星本體I上，俯仰軸的關(guān)節(jié)電機4安裝在中間連接體上。中間連接體是連接衛(wèi)星本體I和載荷2的部分。載荷2上安裝有跟蹤器。衛(wèi)星平臺I上安裝有控制力矩陀螺群(CMGs)。關(guān)節(jié)電機4用于提供控制力矩，完成指向任務(wù)。傳統(tǒng)構(gòu)型中，由關(guān)節(jié)電機4輸出指向控制力矩，這使得在載荷2持續(xù)快速回掃過程中，衛(wèi)星本體I受到強烈的擾動，這對衛(wèi)星本體I維持姿態(tài)穩(wěn)定非常不利；衛(wèi)星本體I上的執(zhí)行機構(gòu)需要不斷輸出補償力矩，以維持姿態(tài)穩(wěn)定，且姿態(tài)精度和穩(wěn)定度也大大降低。
[0019]采用本發(fā)明提供的構(gòu)型設(shè)計方法，得到如圖2所示的構(gòu)型。其中，設(shè)置載荷2的質(zhì)心與轉(zhuǎn)動軸3的交點重合，即將載荷2通過質(zhì)心安裝在衛(wèi)星本體I上。去除用于輸出指向控制力矩的驅(qū)動電機，即去除圖1中安裝在衛(wèi)星本體I上和中間連接體上的關(guān)節(jié)電機4，但保留原有的連接關(guān)節(jié)結(jié)構(gòu)，使得載荷I與衛(wèi)星本體I由自由關(guān)節(jié)5連接，保留關(guān)節(jié)自由度。在載荷2上安裝一組控制力矩陀螺群(CMGs)，以驅(qū)動和控制載荷2相對于衛(wèi)星本體I的姿態(tài)，進而指向跟蹤特定目標。如圖2所示，在本體和載荷上分別裝有一套控制力矩陀螺群(CMGs),以提供作用力矩完成指向任務(wù)。本發(fā)明采用了無反作用力矩驅(qū)動的概念，通過在載荷2上安裝角動量交換裝置(CMGs)，很好地降低了多體系統(tǒng)之間的動力學(xué)耦合程度。
[0020]通過Kane方程建立兩體航天器的動力學(xué)模型，同時采用滑?？刂频姆椒?，分別對衛(wèi)星本體和載荷設(shè)計控制器，且相互之間的耦合作用視為來至外界的干擾。
[0021]情形1:
[0022]模擬一顆低軌道衛(wèi)星，以此作為載荷光軸的指向目標。衛(wèi)星本體上的控制力矩陀螺群完全不輸出力矩，但是載荷上的執(zhí)行機構(gòu)仍正常工作，以保證載荷始終指向低軌道衛(wèi)星。由于航天器本體受到載荷的耦合力矩作用，其姿態(tài)必定會發(fā)生翻轉(zhuǎn)。由于載荷在慣性系中的指向運動是相同的，所以在此基礎(chǔ)上對比本體姿態(tài)的翻轉(zhuǎn)程度可以達到判斷動力學(xué)耦合程度大小的目標。
[0023]圖3至圖5中，四元數(shù)矢部q的模值表征衛(wèi)星本體姿態(tài)偏差度量。
[0024]如圖3所示，為載荷完成相同指向任務(wù)且衛(wèi)星本體不受控時的姿態(tài)偏差結(jié)果對比圖，從圖中200秒時間段內(nèi)衛(wèi)星本體姿態(tài)偏差度量可知，傳統(tǒng)構(gòu)型是本發(fā)明新構(gòu)型的3倍左右，結(jié)果如表1所示。顯然，這說明本發(fā)明新構(gòu)型下載荷快速轉(zhuǎn)動對本體的姿態(tài)影響要比傳統(tǒng)構(gòu)型小很多。
[0025]表1圖1所示傳統(tǒng)構(gòu)型和本發(fā)明新構(gòu)型下的衛(wèi)星本體姿態(tài)偏差度量
[0026]
【權(quán)利要求】
1.一種星上二維指向系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計方法，其特征在于，包括如下方面: 第一步:設(shè)置載荷的質(zhì)心與轉(zhuǎn)動軸的交點重合； 第二步:去除安裝在衛(wèi)星本體和中間連接體上的驅(qū)動電機，使得載荷與衛(wèi)星本體由自由關(guān)節(jié)連接； 第三步:在載荷上安裝一組控制力矩陀螺群，以提供指向控制需要的力矩。
【文檔編號】B64G1/66GK103921959SQ201410161957
【公開日】2014年7月16日 申請日期:2014年4月22日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月22日
【發(fā)明者】賈英宏, 王國慶, 徐世杰 申請人:北京航空航天大學(xué)