一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，属于高频振 动控制领域。
【背景技术】
[0002] 目前航天器上主要的振动部件是飞轮或控制力矩陀螺等带有高速转子的执行机 构。它们的振动主要是由高速转子的静动不平衡以及机械轴承的安装误差造成的，所产生 的振动会直接影响光学载荷的成像质量。结合使用一种挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计 方法（耿云海，崔祜涛，崔海英，杨涤.挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计[J].系统工程与 电子技术.2001，23 (6) :55-58)，并加入飞轮产生的振动，则可得知卫星的姿态精度和稳定 度分别是5.6X103°和3.4X10 4° /s，此环境情况下，还达不到光学有效载荷的高成像质 量。
[0003] 在振动隔离技术中，隔振元件的材料参数选择也是决定隔振效果好坏的关键性因 素。对传统的弹簧-阻尼隔振原件，弹簧的刚度若选择得过小，则隔振平台的固有频率较 低，可能不能达到期望的隔振效果；刚度若选择得过大，则隔振平台本身在工作中又易产生 高频振动，且在高频扰动情况下会产生较大的共振峰值；自然界的单一物质阻尼比通常小 于1，传统的阻尼器在实际应用中都会有衰减较慢的缺陷。此外，传统的外部隔振平台一般 体积较大，占用卫星较大的空间，增加了成本（黄庭轩，张尧，徐世杰，飞轮隔振平台组合系 统的动力学建模[J]，北京航空航天大学学报，2013. 1，39(1) : 1-6)。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是为了解决在不增加额外体积的前提下能够有效地抑制控制力矩 陀螺产生的振动，进而提高航天器姿态控制性能的问题，提供一种通过内部隔振结构实现 航天器姿态稳定控制的方法。
[0005] 本发明的方法是通过下述技术方案实现的。
[0006] -种控制力矩陀螺的内部隔振结构，由多个柔性支撑结构组成；柔性支撑结构位 于转子与框架之间以及框架与航天器之间；当控制力矩陀螺工作时，柔性支撑结构即会开 始产生隔振效果，从而抑制转子产生的扰动。
[0007] 所述多个柔性支撑结构的数量至少为四个，其中两个固定连接在转子与框架之 间，另两个固定连接在框架与航天器之间；
[0008] 柔性支撑结构包括刚性支撑部分和柔性变形部分，刚性支撑部分和柔性变形部分 固定连接；
[0009] 所述的刚性支撑部分采用钛合金材料；柔性变形部分为橡胶材料。
[0010] -种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，具体步骤如下：
[0011] 步骤一：根据卫星所携带的控制力矩陀螺的个数来确定使用内部隔振结构的个 数，做到每个控制力矩陀螺都使用对应的内部隔振结构来隔离控制力矩陀螺造成的高频振 动；
[0012] 步骤二：选用任意一个内部隔振结构，将柔性支撑结构简化为弹簧阻尼支杆；转 子与框架之间的弹簧阻尼支杆运动方程为：
[0016] 式⑴中：
[0017] Iwlj0一一第j根弹簧阻尼支杆的原长；
[0018] Iwlj--第j根弹簧阻尼支杆当前时刻的长度；
[0019] In一一第j根弹簧阻尼支杆的变形速度；
[0020] rfgl--框架中心到转子中心的位置矢量
[0021] Vgl--框架的速度；
[0022] rrwpi]一一转子中心到第j根弹簧阻尼支杆在转子上的安装点的位置矢量；
[0023] Agfl一一转子准几何坐标系到框架系的转换矩阵；
[0024] rrwbl]一一框架中心到第j根弹簧阻尼支杆在框架上的安装点的位置矢量；其余符 号为计算中间产生的量。
[0025] rx一一矢量的反对称矩阵，其中r可以为任意矢量，
[0027] 注意，j 取 1、2、"·6
[0028] 由步骤二可得知弹簧阻尼支杆的长度Iwl j与变形情况tg a
[0029] 步骤三：根据步骤二求得的弹簧阻尼支杆的长度与变形情况，能够知道转子与框 架之间的弹簧阻尼支杆受力情况：
[0032] 其中，
[0033] Fwuij一一转子所受到的第j根弹簧阻尼支杆的力；
[0034] Fwslj一一框架所受到的第j根弹簧阻尼支杆的力；
[0035] kwj--第j根弹簧阻尼支杆的刚度系数；
[0036] Cwj一一第j根弹簧阻尼支杆的阻尼系数；
[0037] 并结合步骤二所求得的参数，计算出转子与框架之间的弹簧阻尼支杆受力情况；
[0038] 步骤四：框架与航天器之间的弹簧阻尼支杆运动方程为：
[0042] 其中，
[0043] Iglj0一一第j根弹簧阻尼支杆的原长；
[0044] Iglj--第j根弹簧阻尼支杆当前时刻的长度；
[0045] Lij 一一第j根弹簧阻尼支杆的变形速度；
[0046] rrgpi]一一框架中心到第j根弹簧阻尼支杆在框架上的安装点的位置矢量；
[0047] rrgpi]一一框架中心到第j根弹簧阻尼支杆在框架上的安装点的位置矢量；其余符 号为计算中间产生的量。
[0048] 注意，j 取 7、8、…12
[0049] 由步骤四可求得框架与航天器之间的弹簧阻尼支杆的长度Iglj与变形情况U。
[0050] 步骤五：根据步骤四求得的弹簧阻尼支杆的长度与变形情况，能够计算出框架与 航天器之间的支杆受力为：
[0053] 其中，
[0054] Fguij--框架所受到的第j根支杆的力；
[0055] Fgslj--航天器所受到的第j根支杆的力；
[0056] kgj--第j根支杆的刚度系数；
[0057] Cgj--第j根支杆的阻尼系数；
[0058] 并结合步骤四所求得的参数，计算出框架与航天器之间的支杆受力情况；
[0059] 步骤六：由步骤三得到的Fwsl ,和Fwui,，以及步骤五得到的Fgsl ,和Fgui,，再结合力的 相互作用原理，可得出含有一套控制力矩陀螺的整星动力学方程；该方程包含了航天器的 动力学方程，框架的动力学方程，和转子的动力学方程。具体如下所示：
[0063] 其中式（a)是航天器本体的动力学方程，式（b)是框架的动力学方程，式（C)是转 子的动力学方程。
[0067] 式中：
[0068] mb--卫星星体的质量；
[0069] Ib--卫星星体的转动惯量；
[0070] Sb-卫星星体的静矩；
[0071] mgl--框架的质量；
[0072] Igl--框架的转动惯量；
[0073] Sgl--框架的静矩；
[0074] mwl--转子的质量；
[0075] Iwl--转子的转动惯量；
[0076] Swlf 一一转子的静矩在准几何系下的表示；
[0077] Fdb--本体所受扰动力；
[0078] Tdb--本体所受的扰动力矩；
[0079] Fdgl--框架所受扰动力；
[0080] Tdgl--框架所受的扰动力矩；
[0081] Fdwl--转子所受扰动力；
[0082] Tdwl--转子所受的扰动力矩；
[0083] 步骤七：根据步骤六求得的航天器系统动力学方程（5a)可以计算出航天器的角 速度O b和姿态角度Θ b，由航天器的角速度和角度带入方程⑴和方程⑶中可以计算出 下一时刻的弹簧阻尼支杆运动情况；
[0084] 步骤八：再重复步骤二到步骤七，即能够实现航天器姿态稳定控制；
[0085] 通过绘制航天器姿态角度和姿态角速度效果图，即可判定航天器控制稳定度的提 高程度。
[0086] 有益效果
[0087] 1、本发明的一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，通过在转子 与框架之间、框架与航天器之间安装柔性支撑结构抑制转子产生的振动，基于所述内部隔 振结构在提高航天器姿态稳定度的基础上，提高了星上光学有效载荷成像精度和稳定度。
[0088] 2、本发明的一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，在控制力 矩陀螺上安装这种内部隔振结构，解决了星上光学有效载荷成像精度和稳定度低的问题， 将该方案应用在以控制力矩陀螺进行姿态控制的卫星上时，成像精度由4. 5X10 5Cleg提 高到了 1.3X10 sdeg