專利名稱：基于一種dgcmg構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及基于一種DGCMG (雙框架控制力矩陀螺)構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)，適用于基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)及其不同構(gòu)型下的衛(wèi)星姿態(tài)控制方案設(shè)計(jì)。
背景技術(shù)：
二十一世紀(jì)，空間科學(xué)技術(shù)快速發(fā)展，衛(wèi)星機(jī)動(dòng)能力大幅提升，小型敏捷機(jī)動(dòng)衛(wèi)星、對(duì)地高精度穩(wěn)定衛(wèi)星等多種衛(wèi)星吸引了多家機(jī)構(gòu)進(jìn)行了大量研究。衛(wèi)星的姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有噴氣推進(jìn)、控制力矩陀螺和反作用飛輪等。在以往的研究中如小衛(wèi)星姿態(tài)控制地面仿真裝置及方法，公開(公告)號(hào)CN1119310031A公布了一種適用于多種不同型號(hào)衛(wèi)星的姿態(tài)控制地面仿真的方法；小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備及測(cè)試方法，公開(公告)號(hào)CNl11444899中則關(guān)注了姿態(tài)控制可靠性方面的研究。另外在衛(wèi)星姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的研究方面則多專注于一種姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的研究，如采用DGCMG的敏捷衛(wèi)星姿態(tài)/角動(dòng)量聯(lián)合控制，偏置動(dòng)量輪控衛(wèi)星姿態(tài)控制等文章對(duì)DGCMG和動(dòng)量輪等姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行了研究?？刂屏赝勇葑鳛樽藨B(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)有多種經(jīng)典構(gòu)型的應(yīng)用已相對(duì)成熟，目前在控制力矩陀螺的使用上多為采用某一構(gòu)型，安裝構(gòu)型確定之后不能再改變。如需采用其他構(gòu)型的控制力矩陀螺作為姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)只能將其拆卸下來，再重新搭建所需構(gòu)型的控制力矩陀螺組，非常繁瑣，浪費(fèi)大量的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供基于一種DGCMG構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)，利用該測(cè)試平臺(tái)，為衛(wèi)星的多種姿控提供地面測(cè)試與驗(yàn)證。本發(fā)明的技術(shù)解決方案:基于一種DGCMG構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)，包括:平臺(tái)系統(tǒng)、衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)和空間環(huán)境模擬系統(tǒng)；所述平臺(tái)系統(tǒng)包括三軸氣浮臺(tái)1、星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2、電源系統(tǒng)16和第一無線網(wǎng)橋12 ;衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)包括噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4、四個(gè)雙框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5 ;所述空間環(huán)境模擬系統(tǒng)包括GPS模擬器14，金屬滑塊6、金字塔構(gòu)型滑桿7太陽仿真器9、星仿真器11 ;地面站系統(tǒng)包括地面仿真計(jì)算機(jī)18和第二無線網(wǎng)橋17 ；所述三軸氣浮臺(tái)I的臺(tái)體采用分艙式空心圓柱型結(jié)構(gòu)，共分三個(gè)艙體，其中星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2，電源系統(tǒng)16位于最底層艙體，第一無線網(wǎng)橋12位于最上層艙體并與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連；星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2接收衛(wèi)星控制系統(tǒng)中的光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5的信息進(jìn)行衛(wèi)星的姿態(tài)軌道實(shí)時(shí)仿真計(jì)算，同時(shí)星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2通過第一無線網(wǎng)橋12、第二無線網(wǎng)橋17與地面仿真計(jì)算機(jī)18通信，并根據(jù)地面仿真計(jì)算機(jī)18的指令向DGCMG15發(fā)送命令，進(jìn)行衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)控制；噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4位于中間層艙體；四個(gè)雙框架控制力矩陀螺15相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺(tái)I的最底層艙體的底部，通過鎖止內(nèi)框或外框、內(nèi)框和外框分別構(gòu)成多種構(gòu)型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實(shí)現(xiàn)三類不同種類執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)控制系統(tǒng)；光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5均位于最上層艙體，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連；GPS模擬器14位于最上層艙體；金屬滑塊6安裝在于最上層艙體相連的金字塔構(gòu)型滑桿7上，太陽仿真器9、星仿真器11均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連；太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14分別與太陽敏感器8、星敏感器10和GPS接收機(jī)5相連。本發(fā)明的原理是:利用雙框架控制力矩陀螺組進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)的機(jī)動(dòng)。通過鎖止外框或內(nèi)框可將雙框架控制力矩陀螺作為單框架控制力矩陀螺使用，并且根據(jù)鎖止外框或內(nèi)框的角度可變換多種構(gòu)型；通過鎖止外框和內(nèi)框可將雙框架控制力矩陀螺還可以作為反作用飛輪使用；可以完成基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)驗(yàn)證。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于:本發(fā)明采用4個(gè)平行構(gòu)型雙框架控制力矩陀螺作為測(cè)試平臺(tái)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過鎖止外框或內(nèi)框可將雙框架控制力矩陀螺作為單框架控制力矩陀螺使用，并且根據(jù)鎖止外框或內(nèi)框的角度可變換多種構(gòu)型，通過鎖止外框和內(nèi)框可將雙框架控制力矩陀螺作為反作用飛輪使用，并且根據(jù)鎖止外框和內(nèi)框的角度可變換多種構(gòu)型，可以實(shí)現(xiàn)基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)驗(yàn)證。即通過一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)的配置可完成三類執(zhí)行機(jī)構(gòu)構(gòu)成的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的驗(yàn)證。


圖1為本發(fā)明的總體布局圖；圖2為本發(fā)明的衛(wèi)星空間干擾力矩等效機(jī)構(gòu)；圖3為本發(fā)明的衛(wèi)星姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)；圖4為本發(fā)明的噴氣推進(jìn)系統(tǒng)；圖5為本發(fā)明的星上綜合處理系統(tǒng)；圖6為本發(fā)明的DGCMG組；圖7為本發(fā)明系統(tǒng)間信號(hào)流圖。
具體實(shí)施例方式如圖1所示，本發(fā)明包括:平臺(tái)系統(tǒng)、衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)和空間環(huán)境模擬系統(tǒng)；平臺(tái)系統(tǒng)包括三軸氣浮臺(tái)1、星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2、電源系統(tǒng)16和第一無線網(wǎng)橋12 ;衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)包括噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4、四個(gè)雙框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5 ;所述空間環(huán)境模擬系統(tǒng)包括GPS模擬器14，金屬滑塊6、金字塔構(gòu)型滑桿(7)、太陽仿真器9、星仿真器11 ;地面站系統(tǒng)包括地面仿真計(jì)算機(jī)18和第二無線網(wǎng)橋17。三軸氣浮臺(tái)I用于模擬衛(wèi)星平臺(tái)，搭載有效載荷，三軸氣浮臺(tái)I的臺(tái)體采用分艙式空心圓柱型結(jié)構(gòu)，共分三個(gè)艙體，其中星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2，電源系統(tǒng)16位于最底層艙體，第一無線網(wǎng)橋12位于最上層艙體并與星務(wù)管理系統(tǒng)2相連，電源系統(tǒng)16，為整個(gè)測(cè)試系統(tǒng)供電，星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2接收衛(wèi)星控制系統(tǒng)中的光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5的信息進(jìn)行衛(wèi)星的姿態(tài)軌道實(shí)時(shí)仿真計(jì)算，同時(shí)星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2通過第一無線網(wǎng)橋12、第二無線網(wǎng)橋17與地面仿真計(jì)算機(jī)18通信，并根據(jù)地面仿真計(jì)算機(jī)18的指令向DGCMG15發(fā)送命令，進(jìn)行衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)控制；噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4位于中間層艙體，噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4負(fù)責(zé)初始速率阻尼和角動(dòng)量卸載；四個(gè)雙框架控制力矩陀螺15作為衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺(tái)I的最底層艙體的底部，通過鎖止內(nèi)框或外框、內(nèi)框和外框分別構(gòu)成多種構(gòu)型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實(shí)現(xiàn)三類不同種類執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)控制系統(tǒng)；光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機(jī)5均位于最上層艙體，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連；GPS模擬器14位于最上層艙體，用于模擬太空中各個(gè)GPS衛(wèi)星的信號(hào)，太陽仿真器9和星仿真器11用于模擬太陽光和星光，通過安裝在三軸氣浮臺(tái)I頂部金子塔構(gòu)型滑桿(7)上的金屬滑塊6來模擬空間干擾力矩；金屬滑塊6安裝在于最上層艙體相連的金字塔構(gòu)型滑桿7上，太陽仿真器9、星仿真器11均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連；太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14分別與太陽敏感器8、星敏感器10和GPS接收機(jī)5相連，采用星敏感器10和太陽敏感器8分別獲取空間環(huán)境模擬系統(tǒng)中星仿真器11和太陽仿真器9模擬的星光和太陽光并聯(lián)合光纖陀螺13來確定衛(wèi)星的姿態(tài)信息；用GPS接收機(jī)5接收空間環(huán)境模擬系統(tǒng)中GPS模擬器14模擬的GPS信號(hào)來確定衛(wèi)星的軌道信息；空間環(huán)境模擬系統(tǒng)中的太陽仿真器9和星仿真器11分別用于模擬空間中太陽光和星光，衛(wèi)星控制系統(tǒng)中太陽敏感器8和星敏感器10利用該信息確定衛(wèi)星的姿態(tài)。如圖2為本發(fā)明的俯視圖，四個(gè)滑桿7固定在頂層的邊緣，形成金字塔形狀，每個(gè)滑桿7上安裝一個(gè)金屬滑塊6。金字塔構(gòu)型滑桿7和金屬滑塊6構(gòu)成金子塔構(gòu)型的滑塊結(jié)構(gòu)。通過金屬滑塊6在金字塔構(gòu)型滑桿7上的滑動(dòng)來模擬空間干擾力矩。如圖3所示為本發(fā)明三軸氣浮臺(tái)I最上層艙體分布圖，太陽敏感器8安裝在第二象限，將太陽仿真器9安裝在太陽敏感器8的感光頭上，在仿真過程中星務(wù)綜合管理系統(tǒng)控制太陽仿真器9產(chǎn)生激勵(lì)信號(hào)，太陽敏感器8得到該信號(hào)后進(jìn)行平臺(tái)姿態(tài)角確定，并將姿態(tài)角信息傳回星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2。星敏感器10安裝在第一象限，將星仿真器11安裝在星敏感器10的感光頭上，在仿真過程中星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2控制星仿真器11產(chǎn)生激勵(lì)信號(hào)，星敏感器10得到該信號(hào)后測(cè)量平臺(tái)姿態(tài)角，并將姿態(tài)角測(cè)量信息傳回星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2。三個(gè)正交的光纖陀螺13安裝在第四象限，由三個(gè)光纖陀螺13測(cè)量三軸氣浮臺(tái)I在三個(gè)方向上的姿態(tài)角速率，并將該信息傳到星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2。星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2綜合處理太陽敏感器8、星敏感器10和三個(gè)光纖陀螺13提供的姿態(tài)信息進(jìn)行最終姿態(tài)的確定。GPS接收機(jī)5、GPS模擬器14安裝在第三象限，GPS接收機(jī)5接收來自空間環(huán)境模擬系統(tǒng)的GPS模擬器14的信息，并將信息傳送到星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2用來確定軌道位置。如圖4所示為本發(fā)明三軸氣浮臺(tái)I的中間層艙體的布局圖，該層艙體安裝噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4。在該艙體對(duì)稱的安裝兩個(gè)噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4，這兩個(gè)噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2相連，由星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2控制其噴氣的大小和方向進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)。如圖5所示為本發(fā)明三軸氣浮臺(tái)I的最底層艙體的分布圖，每個(gè)象限均安放有星務(wù)綜合處理系統(tǒng)2的電路板及配重塊3，當(dāng)三軸氣浮臺(tái)I的臺(tái)體的配重不均衡時(shí)可以調(diào)節(jié)配重塊3的質(zhì)量來使臺(tái)體的配重均衡。如圖6所示為本發(fā)明三軸氣浮臺(tái)I仰視圖，電源系統(tǒng)16固定安裝在臺(tái)體底面，四個(gè)雙框架控制力矩陀螺15均勻固定的安裝在臺(tái)體底部。太陽敏感器8、太陽仿真器9、星敏感器10、星仿真器11、三個(gè)光纖陀螺13、GPS接收機(jī)，噴氣推進(jìn)系統(tǒng)4、星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2均通過RS422與電源系統(tǒng)16相連。上述所有RS422通過三軸氣浮臺(tái)I的中間的圓柱引到臺(tái)體底部，并與電源系統(tǒng)16相連。圖6所示，本發(fā)明的四個(gè)雙框架控制力矩陀螺15構(gòu)成平行構(gòu)型安裝于氣浮臺(tái)體I的底部。為每個(gè)雙框架控制力矩陀螺建立坐標(biāo)系，XI，X2，X3，X4均指向當(dāng)?shù)卣龞|方向；Y1，Υ2，Υ3，Υ4均指向當(dāng)?shù)卣狈较?；?，Ζ2，Ζ3，Ζ4均指向地心。每個(gè)在內(nèi)、外框架角都為零時(shí)，鎖住雙框架控制力矩陀螺15的外框架，則構(gòu)成雙平行構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺。在第三DGCMG15繞外框軸Υ3順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角(0〈 α <100)并鎖止外框，第四DGCMG15繞外框軸Υ4逆時(shí)間轉(zhuǎn)過α角并鎖止外框，第一 GCMG繞外框軸Yl逆時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并鎖止內(nèi)框，第二DGCMG15繞外框軸Υ2順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并鎖住內(nèi)框則構(gòu)成金字塔構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺，若在構(gòu)成金字塔構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺后鎖住所有雙框架控制力矩陀螺15的內(nèi)框和外框，則構(gòu)成了金字塔構(gòu)型的反作用飛輪。因此，利用如圖6所示構(gòu)型的雙框架控制力矩陀螺15可構(gòu)成多種典型構(gòu)型的單框架控制陀螺群和反作用飛輪群。如圖7所示為本發(fā)明系統(tǒng)間信號(hào)流圖。星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2是本測(cè)試系統(tǒng)的信息處理中心。由星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2控制太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14輸出相應(yīng)的太陽光信號(hào)、星光信號(hào)和GPS衛(wèi)星信號(hào)。由星務(wù)管理器2控制金字塔構(gòu)型滑桿7上的四個(gè)滑塊6做周期性運(yùn)動(dòng)，模擬空間干擾力矩，使三軸氣浮臺(tái)I在該力矩下震顫。太陽敏感器8、星敏感器10、GPS接收機(jī)5分別接收由太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14輸出的相應(yīng)的太陽光信號(hào)、星光信號(hào)和GPS衛(wèi)星信號(hào)進(jìn)行衛(wèi)星平臺(tái)姿態(tài)角的測(cè)量和GPS衛(wèi)星信息的測(cè)量。光纖陀螺13用于測(cè)量三軸氣浮臺(tái)I的姿態(tài)角速率。太陽敏感器8、星敏感器10、光纖陀螺13測(cè)量的姿態(tài)角以及GPS接收機(jī)5測(cè)量的GPS衛(wèi)星信息傳送給星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2保存。星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2通過GPS衛(wèi)星信息計(jì)算衛(wèi)星平臺(tái)的軌道，并根據(jù)軌道信息和衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)信息控制雙框架控制力矩陀螺15進(jìn)行軌道和姿態(tài)機(jī)動(dòng)。星務(wù)綜合管理系統(tǒng)2通過第一無線網(wǎng)橋12和第二無線網(wǎng)橋17與地面仿真計(jì)算機(jī)18進(jìn)行信息交互。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
權(quán)利要求
1.基于一種DGCMG(15)構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于包括:平臺(tái)系統(tǒng)、衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)和空間環(huán)境模擬系統(tǒng)；所述平臺(tái)系統(tǒng)包括三軸氣浮臺(tái)(I)、星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)、電源系統(tǒng)(16)和第一無線網(wǎng)橋(12);所述衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)包括噴氣推進(jìn)系統(tǒng)(4)、四個(gè)雙框架控制力矩陀螺DGCMG (15)、光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(jī)(5);所述空間環(huán)境模擬系統(tǒng)包括GPS模擬器(14)，金屬滑塊(6)、金字塔構(gòu)型滑桿(7)太陽仿真器(9)、星仿真器(11);地面站系統(tǒng)包括地面仿真計(jì)算機(jī)(18)和第二無線網(wǎng)橋(17);所述三軸氣浮臺(tái)(I)的臺(tái)體采用分艙式空心圓柱型結(jié)構(gòu)，共分三個(gè)艙體，其中星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)，電源系統(tǒng)(16)位于最底層艙體，第一無線網(wǎng)橋(12)位于最上層艙體并與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)相連；星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)接收衛(wèi)星控制系統(tǒng)中的光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(jī)(5)的信息進(jìn)行衛(wèi)星的姿態(tài)軌道實(shí)時(shí)仿真計(jì)算，同時(shí)星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)通過第一無線網(wǎng)橋(12)、第二無線網(wǎng)橋(17)與地面仿真計(jì)算機(jī)18通信，并根據(jù)地面仿真計(jì)算機(jī)(18)的指令向DGCMG (15)發(fā)送命令，進(jìn)行衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)控制； 噴氣推進(jìn)系統(tǒng)(4)位于中間層艙體；四個(gè)雙框架控制力矩陀螺(15)相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺(tái)(I)的最底層艙體的底部，通過鎖止內(nèi)框或外框、內(nèi)框和外框分別構(gòu)成多種構(gòu)型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實(shí)現(xiàn)三類不同種類執(zhí)行機(jī)構(gòu)的姿態(tài)控制系統(tǒng)；光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(jī)(5)均位于最上層艙體，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)相連；GPS模擬器(14)位于最上層艙體；金屬滑塊(6)安裝在于最上層艙體相連的金字塔構(gòu)型滑桿(7)上，太陽仿真器(9)、星仿真器(11)均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務(wù)綜合管理系統(tǒng)(2)相連；太陽仿真器(9)、星仿真器(11)、GPS模擬器(14)分別與太陽敏感器(8)、星敏感器(10)和GPS接收機(jī)(5)相連。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿控模式測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，當(dāng)其內(nèi)、外框架角都為零時(shí)，鎖住DGCMG (15)的外框架，則構(gòu)成雙平行構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺，用于研究雙平行構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的衛(wèi)星姿控系統(tǒng)的性能。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿控模式測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在第三個(gè)DGCMG (15)繞外框軸Y3順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角，0〈α〈100，并鎖止外框，第四個(gè)DGCMG (15)繞外框軸Υ4逆時(shí)間轉(zhuǎn)過α角并鎖止外框，第一個(gè)DGCMG (15)繞外框軸Yl逆時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并鎖止內(nèi)框，第二個(gè)DGCMG (15)繞外框軸Υ2順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并鎖住內(nèi)框則構(gòu)成金字塔構(gòu)型的單框架控制力矩陀螺。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿控模式測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，第三DGCMG (15)繞外框軸Υ3順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角，0〈α〈100，并鎖止外框，第四DGCMG (15)繞外框軸Υ4逆時(shí)間轉(zhuǎn)過α角并鎖止外框，第一 DGCMG (15)繞外框軸Yl逆時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并鎖止內(nèi)框，第二 DGCMG (15)繞外框軸Υ2順時(shí)針轉(zhuǎn)過α角并同時(shí)鎖住外框和內(nèi)框則構(gòu)成金字塔構(gòu)型的金字塔構(gòu)型的反作用飛輪。
全文摘要
基于一種DGCMG構(gòu)型的衛(wèi)星多種姿態(tài)控制模式測(cè)試系統(tǒng)，是利用DGCMG一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)測(cè)試和驗(yàn)證基于DGCMG、單框CMG和飛輪的衛(wèi)星三種姿控系統(tǒng)的性能，包括平臺(tái)系統(tǒng)、衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)、空間環(huán)境模擬系統(tǒng)和地面站系統(tǒng)。平臺(tái)系統(tǒng)由三軸氣浮臺(tái)、星務(wù)綜合管理系統(tǒng)、電源和無線網(wǎng)橋組成，用來模擬衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)特性和信息管理；衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)由噴氣推進(jìn)系統(tǒng)、DGCMG、光纖陀螺、星敏感器、太陽敏感器和GPS接收機(jī)組成，用于衛(wèi)星平臺(tái)的定姿、定軌及其控制；空間環(huán)境模擬系統(tǒng)由GPS模擬器，金字塔構(gòu)型的滑塊、太陽仿真器、星仿真器組成，用于模擬空間干擾力矩、GPS衛(wèi)星及天體的部分性能。利用該測(cè)試平臺(tái)，為衛(wèi)星的多種姿控提供地面測(cè)試與驗(yàn)證。
文檔編號(hào)G05B23/02GK103197669SQ201310125910
公開日2013年7月10日 申請(qǐng)日期2013年4月12日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月12日
發(fā)明者楊照華, 余遠(yuǎn)金, 王浩, 郭雷 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)