航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法

1.本发明涉及一种航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，属于力矩残余角动量在线卸载领域。


背景技术：

2.论文“基于mscmg大型遥感卫星高精度姿态控制方法”(中国惯性技术学报2017年第25卷第4期，舒适，文章编号1005-6734(2017)04-0421-11)提出了基于磁悬浮控制力矩陀螺闭环补偿的大型遥感卫星高精度姿态控制方法。该文章将其应用到对地遥感成像相机运动补偿控制系统中，针对两种相机：具有一维运动的扫描相机和具有二维运动的凝视相机进行了运动建模和磁悬浮控制力矩陀螺补偿方案设计，改进了传统方法，优化了控制系统精度与稳定度。论文“基于mscmg大型遥感卫星高精度姿态控制方法”(中国惯性技术学报2017年第25卷第4期，舒适，文章编号1005-6734(2017)04-0421-11)虽然改进了传统方法，对特定的活动载荷进行了建模仿真并能够将残余力矩补偿，但是其仅在残余力矩最大分量轴上应用控制力矩陀螺进行力矩补偿，其他轴上由于耦合产生的力矩没有进行补偿。
3.专利“星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法”(发明专利，俞洁，201611045964.3)说明了应用力矩补偿飞轮组实时补偿的步骤，最终能够保证有效载荷干扰力矩与前馈力矩补偿之间的同步性，能够实现卫星高精度高可靠姿态稳定度控制。专利“星上有效载荷扫描机构大干扰力矩实时补偿方法”(发明专利，俞洁，201611045964.3)应用两个补偿飞轮对双轴进行力矩补偿，但由于飞轮输出能力有限，对于产生残余力矩较大的装置不适用，同时也是只补偿了双轴力矩，第三轴的力矩没有进行补偿。
4.基于以上技术与问题，针对带有跟瞄装置的航天器，本专利提出一种应用两个单框架控制力矩陀螺与两个飞轮的组合执行机构，来对具有二维运动的跟瞄装置进行残余力矩的卸载。首先给出跟瞄装置的二维运动描述，分析产生的力矩主轴与其他分量轴的力矩大小；其次根据上述力矩分析，判断构型选择的操纵模式：操纵模式一，当有效载荷力矩集中分布在两轴内并且存在第三轴耦合力矩时，选择操纵模式一，应用两个cmg对平面力矩进行抵消和一个飞轮将第三轴力矩抵消；当有效载荷力矩集中分布在单轴上并且存在另外两轴的耦合力矩时，选择操纵模式二，应用两个cmg将力矩最大轴分量抵消，剩下两轴应用两个飞轮进行力矩补偿。针对两种情况分别给出能够卸载主要产生力矩平面的双控制力矩陀螺的构型、操纵律表达式，并在输出力矩最小轴上安装飞轮以保证对三个轴上的残余力矩进行卸载。


技术实现要素：

5.本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法。
6.本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
7.一种航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置，所述航天器卸载系统包
括星载控制计算机、跟瞄装置、残余力矩测量装置和航天器活动载荷残余力矩卸载装置，星载控制计算机根据任务需求对航天器活动载荷进行任务规划控制，跟瞄装置转动会产生绕z轴和y轴的力矩以及x轴的耦合力矩，残余力矩测量装置对该残余力矩进行测量并将结果通过反馈信号给星载计算机，星载控制计算机对测量信号进行解析，最终将残余力矩卸载指令信号传给航天器活动载荷残余力矩卸载装置，持续该过程直到残余力矩下降至合理数值，所述航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置包括两个单框架控制力矩陀螺和两个飞轮，两个单框架控制力矩陀螺的框架轴沿x正方向平行安装，卸载沿z轴和y轴力矩或者单z轴残余力矩；两个飞轮分别安装在x负半轴和y正半轴上，卸载x和y轴上的残余力矩。
8.本发明航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置，所述航天器卸载系统中的合理数值根据不同任务需求设定，通常取值为3％-5％。
9.本发明航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置的卸载方法，所述航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载方法具体为：
10.步骤一，航天器卸载系统运作，将当前跟瞄装置产生的残余力矩信息发送给星载控制计算机；
11.步骤二，星载控制计算机进行模式筛选，将收集到的残余力矩信号进行比较分析：对比三轴的残余力矩大小，结合活动载荷的实际残余力矩分布，一般分为两种情况：z轴和y轴残余力矩较大但x轴较小的集中z轴和y轴情况和仅z轴残余力矩较大但z轴和y轴残余力矩较小的集中单z轴情况两种形式，进而得到有效载荷力矩的分布形式，并将相应的控制信号发送给在线卸载装置，在线卸载装置再根据接收到的模式选择信号和残余力矩测量信号驱动相应控制力矩陀螺和飞轮对三轴残余力矩进行卸载。
12.本发明航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载方法，所述步骤二中活动载荷的实际残余力矩分布形式为：当产生的力矩集中分布在z轴和y轴时，应用模式一，将产生的三维干扰力矩分为两部分，第一部分应用伪逆操纵律将zoy平面干扰力矩抵消，第二部分应用飞轮fw1，根据将x轴耦合力矩抵消，进而实现有效载荷干扰力矩的实时补偿；
13.当产生的力矩集中分布在单z轴时，应用模式二，此时两个力矩陀螺的框架角旋转方向相反，仅产生z轴上的力矩，根据剪式构型应用操纵律即可将z轴力矩抵消，同时对x和y轴产生的干扰力矩应用飞轮fw1和飞轮fw2对力矩进行抵消。
14.本发明航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，相比于传统只用控制力矩陀螺形成陀螺群构型应用的陀螺个数少能够减轻系统重量，节省财力物力；针对该活动载荷对角动量与力矩产生进行分析，选择了更少陀螺实现了相同的功能。同一构型可以针对不同的工况需求选择不同的工作模式，拓宽了应用范围。
15.相比于应用飞轮进行载荷力矩卸载能够输出更大的力矩，适用于产生残余力矩比较大的载荷进行力矩卸载。
16.相比于仅针对产生力矩主轴进行的力矩补偿，能够对三轴产生的力矩进行补偿，对系统的控制精度以及稳定性进行了优化。
附图说明
17.图1为本发明航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置的结构示意图。
18.图2为本发明中单框架控制力矩陀螺输出平面力矩示意图。
19.图3为本发明中单框架控制力矩陀螺输出单轴力矩示意图。
20.图4为实施例二中模式一仿真的力矩跟踪情况。
21.图5为实施例二中模式二仿真的力矩跟踪情况。
22.图6为本技术实施例二中实际跟瞄装置产生力矩情况。
23.图7a为本技术实施例二中模式一时单框架控制力矩陀螺力矩补偿情况。
24.图7b为本技术实施例二中模式一时飞轮力矩补偿情况。
25.图8为实施例三种二维跟瞄系统示意图。
26.图9为航天器活动载荷残余力矩卸载装置工作流程。
27.图10为信号判断与工作模式流程图。
具体实施方式
28.下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
29.实施例一：本实施例所涉及的航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，针对带有跟瞄装置的航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置由两个单框架控制力矩陀螺和两个飞轮组成，具体的安装方式如下图1所示，具体工作的步骤为：步骤一，系统运作，将当前跟瞄装置产生的力矩信息发送给控制计算机；步骤二，控制计算机进行模式筛选，将收集到的力矩信号进行比较分析得到有效载荷力矩的分布形式，并将相应的控制信号发送给力矩卸载装置。当产生的力矩集中分布在两轴时，应用模式一，将产生的三维干扰力矩分为两部分，第一部分应用伪逆操纵律(其中c为力矩矩阵表示为δ为两个cmg的框架角，tc为控制指令力矩，h为陀螺初始角动量)能将zoy平面干扰力矩抵消，第二部分应用飞轮fw1，根据(其中jw为飞轮的转动惯量，ωw为飞轮转速)能将x轴耦合力矩抵消，进而实现有效载荷干扰力矩的实时补偿；当产生的力矩集中分布在单z轴时，应用模式二，此时两个cmg的框架角旋转方向相反，仅产生z轴上的力矩，根据剪式构型应用操纵律(tz为当前z轴残余力矩)即可将z轴力矩抵消，同时对x和y轴产生的干扰力矩应用fw1和fw2对力矩进行抵消。下面给出步骤二两种工作模式的具体补偿干扰力矩的方式。
30.单框架控制力矩陀螺和飞轮的工作原理。sgcmg的基本工作原理可以描述为：当框架内的飞轮转子做高速运动时，若改变此时的角动量方向，由于陀螺定轴性，其为了保持原来的状态将会产生进动，进而产生陀螺力矩，此时的陀螺力矩方向垂直于框架轴和角动量构成的平面，当sgcmg沿框架轴旋转一定框架角δ时，框架角速度将影响输出力矩to，可以表示为
[0031][0032]
其中g为框架轴方向的单位矢量，w为飞轮角动量方向单位矢量，t为输出力矩方向的单位矢量且与g和w构成右手系，飞轮则是在cmg基础上去掉外框架，通过改变转子转速产生控制力矩，因而只产生x轴方向上的力矩，同样会因为转速饱和而有力矩输出能力的限制，飞轮的输出力矩可以表示为
[0033][0034]
其次，给出两种模式下的两个单框架控制力矩陀螺的操纵律。两个cmg产生平面角动量的示意图如下图2所示。由图2可知两陀螺输出角动量可以表示为
[0035][0036]
同理可得输出力矩为
[0037][0038]
将角动量和力矩写成形如h＝a sinδ+b cosδ和c＝a cosδ-b sinδ形式可以得到相对应的a、b矩阵如下
[0039][0040][0041]
根据以上原理，当选用模式一时，即两个cmg在平面内转动，输出平面力矩，设计伪逆操纵律形式如下
[0042][0043]
同时，在垂直于力矩输出平面的方向上仅用一个飞轮fw1即可完成三轴有效载荷残余力矩补偿任务。当选用模式二时，即想要在z轴上输出较大力矩，这里采用剪式构型对应的操纵律形式如下
[0044][0045]
此时输出角动量和力矩的方式如下图3所示，两个cmg的框架角速度方向相反大小相等，能够将垂直于力矩输出方向上的力矩抵消，进而实现单轴大力矩输出的能力，同时，应用fw1和fw2来满足另外两轴较小有效载荷残余力矩的补偿任务。
[0046]
实施例二：本实施例所涉及的一种航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，步骤二的两种工作模式进行仿真，针对模式一：假设跟瞄装置的主输出力矩平面的力矩为正弦，最大力矩幅值分别为tz＝30nm，ty＝8nm，选取初始角动量为50nms的cmg，选取初始框架角为δ0＝[0 90
°
]
t
，可以得到仿真结果如下图4所示。
[0047]
能够看出系统能够很好地跟踪指定正弦信号，几乎没有力矩误差，此时相对应选择合适的飞轮能足够抵消掉x轴的耦合力矩即可。
[0048]
针对模式二：假设跟瞄装置主输出力矩集中在z轴，最大值为50nm，初始框架角为δ0＝[0
°ꢀ0°
]
t
初始角动量为50nms两个sgcmg的输出力矩结果如下图5所示，可以看出，系统能很好地跟踪50nm的正弦力矩信号，此时相对应选择合适的飞轮能足够抵消x，y轴耦合力矩即可。
[0049]
下面针对实际相机工作运动情况进行仿真分析：跟瞄装置运动时产生的力矩如下图6所示，对应控制计算机选择模式一，能够得到的仿真结果如下图7所示，可以看出在模式一下，系统能很好地跟踪载荷力矩，即可以很好地抵消该跟瞄相机的残余力矩。
[0050]
实施例三：本实施例所涉及的一种航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，
[0051]
以二自由度跟瞄装置为例，二自由度跟瞄装置能够绕z轴和y轴转动，对特定目标实时跟踪指向。假设二维跟瞄装置的坐标系oczcycxc和航天器本体坐标系obzbybxb之间无相对转动(如果有转动只需乘一个确定旋转矩阵)，则其对航天器产生的残余力矩分布特点为：绕z轴和y轴的力矩大而绕x轴的耦合力矩比较小。针对具有该残余力矩特点的活动载荷，设计了如下形式的残余力矩卸载装置，同时为了充分利用构型功能，设计了一种附加工况的残余力矩卸载方法，即构型同样可以对绕z轴力矩较大，y轴和x轴较小的残余力矩分布进行卸载。
[0052]
航天器活动载荷残余力矩测量装置的流程描述如下：星载控制计算机根据任务需求对航天器活动载荷(以下均以二自由度跟瞄装置为例)进行任务规划控制，在这过程中，二自由度跟瞄装置转动会产生绕z轴和y轴的力矩以及x轴的耦合力矩，残余力矩测量装置能够对该残余力矩进行测量并将结果返还给星载计算机，星载控制计算机对测量信号进行解析，最终将残余力矩卸载指令信号传给航天器活动载荷残余力矩卸载装置，持续该过程直到残余力矩下降至合理数值。该过程流程图如图9所示。
[0053]
星载计算机对于残余力矩测量信号的解析过程描述如下：针对航天器残余力矩卸载装置的构型设计，其可以根据反馈信号的特点(或确定载荷残余力矩分布情况)进行控制模式的选择
①
若反馈信号中绕x轴的残余力矩明显小于绕z轴和y轴的残余力矩(例如二自由度跟瞄装置)，则选择工作模式一(即sgcmg组输出平面力矩)，两个sgcmg和fw1工作完成残余力矩卸载
②
若反馈信号中绕z轴的残余力矩明显大于绕x轴和y轴的残余力矩，则选择工作模式二(即sgcmg组输出单轴力矩)，两个sgcmg和fw1、fw2工作完成残余力矩卸载。具体流程图如图10所示。
[0054]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

技术特征：
1.航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置，所述航天器卸载系统包括星载控制计算机、跟瞄装置、残余力矩测量装置和航天器活动载荷残余力矩卸载装置，星载控制计算机根据任务需求对航天器活动载荷进行任务规划控制，跟瞄装置转动会产生绕z轴和y轴的力矩以及x轴的耦合力矩，残余力矩测量装置对该残余力矩进行测量并将结果通过反馈信号给星载计算机，星载控制计算机对测量信号进行解析，最终将残余力矩卸载指令信号传给航天器活动载荷残余力矩卸载装置，持续该过程直到残余力矩下降至合理数值，其特征在于，所述航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置包括两个单框架控制力矩陀螺和两个飞轮，两个单框架控制力矩陀螺的框架轴沿x正方向平行安装，卸载沿z轴和y轴力矩或者单z轴残余力矩；两个飞轮分别安装在x负半轴和y正半轴上，卸载x和y轴上的残余力矩。2.根据权利要求1所述的航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置，其特征在于，所述航天器卸载系统中的合理数值根据不同任务需求设定，通常取值为3％-5％。3.如权利要求1-2任意所述的航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置的卸载方法，其特征在于，所述航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载方法具体为：步骤一，航天器卸载系统运作，将当前跟瞄装置产生的残余力矩信息发送给星载控制计算机；步骤二，星载控制计算机进行模式筛选，将收集到的残余力矩信号进行比较分析：对比三轴的残余力矩大小，结合活动载荷的实际残余力矩分布，一般分为两种情况：z轴和y轴残余力矩较大但x轴较小的集中z轴和y轴情况和仅z轴残余力矩较大但z轴和y轴残余力矩较小的集中单z轴情况两种形式，进而得到有效载荷力矩的分布形式，并将相应的控制信号发送给在线卸载装置，在线卸载装置再根据接收到的模式选择信号和残余力矩测量信号驱动相应控制力矩陀螺和飞轮对三轴残余力矩进行卸载。4.根据权利要求3所述的航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载方法，其特征在于，所述步骤二中活动载荷的实际残余力矩分布形式为：当产生的力矩集中分布在z轴和y轴时，应用模式一，将产生的三维干扰力矩分为两部分，第一部分应用伪逆操纵律将zoy平面干扰力矩抵消，第二部分应用飞轮fw1，根据将x轴耦合力矩抵消，进而实现有效载荷干扰力矩的实时补偿；当产生的力矩集中分布在单z轴时，应用模式二，此时两个力矩陀螺的框架角旋转方向相反，仅产生z轴上的力矩，根据剪式构型应用操纵律即可将z轴力矩抵消，同时对x和y轴产生的干扰力矩应用飞轮fw1和飞轮fw2对力矩进行抵消。

技术总结
本发明提供了航天器活动载荷残余力矩残余角动量在线卸载装置与方法，属于残余力矩残余角动量在线卸载领域。本发明在线卸载装置包括两个单框架控制力矩陀螺和两个飞轮，两个单框架控制力矩陀螺的框架轴沿x正方向平行安装，卸载沿z轴和y轴力矩或者单z轴残余力矩；两个飞轮分别安装在x负半轴和y正半轴上，卸载x和y轴上的残余力矩。本发明在线卸载方法为系统运作，将当前跟瞄装置产生的残余力矩信息发送给星载控制计算机进行模式筛选，将收集到的残余力矩信号进行比较分析。本发明应用的陀螺个数少能够减轻系统重量，节省财力物力；针对该活动载荷对角动量与力矩产生进行分析，选择了更少陀螺实现了相同的功能。了更少陀螺实现了相同的功能。了更少陀螺实现了相同的功能。


技术研发人员：夏红伟 乔鑫 马广程 马长波 考永贵 王常虹
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2023.05.18
技术公布日：2023/8/4