一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法，属于航天器姿态动力学和 振动抑制领域。
【背景技术】
[0002] 单框架控制力矩陀螺（SGCMG)在工作过程中不消耗燃料，对空间环境不会造成污 染，并且相比飞轮而言，能够提供较大的力矩输出，能够使得航天器进行大角度快速姿态机 动。因此，使其成为了航天器姿态控制常用的执行机构。近年来，随着航天任务的多样化 和任务需求的快速化，都要求航天器具有快速响应的能力，即在接到航天器任务需求后，能 够在三到五个月时间完成航天器的设计及制造。因此，航天器上一些部件的通用化和模块 化设计成为了发展的重点。特别是针对SGCMG这类的姿态控制执行机构，出现了很多的 模块化设计方法。例如Faucheux等人就根据单个SGCMG在卫星上的安装特点，提出了一 套 SGCMG 模块化的设计方法（Faucheux P, Chupin S. "Control moment gyro and device for assembly thereof" · United States Patent. Nov. 8, 2011.)。除了对单 一SGCMG 进行 模块化设计以外，霍尼韦尔公司提出了角动量交换单元的概念，可以对多个SGCMG或者多 个飞轮以一种构型的方式设计一种模块化角动量单元，这样能够节省卫星空间，并且能够 减轻重量（Peck M A, Miller L, Cavender A R，et.al. "An airbearing-based testbed for momentum control systems and spacecraft line of sight'，· Advances in the Astronautical Sciences. Vol. 114 I, 2003. pp:427-446.)〇
[0003] 然而，SGCMG带有高速转子，由于转子在加工过程中存在一定的误差，使得转子具 有静动不平衡的特性，加之轴承的设计缺陷等，这些导致SGCMG成为了航天器上最大的振 动源之一。为能够有效地抑制SGCMG产生的振动，也采用了大量的方法。例如，通过被动隔 振平台将SGCMG与卫星隔离开来。也有使用主被动一体化的隔振平台安装在多个SGCMG和 卫星之间，以隔离SGCMG产生的振动。但是，这类的隔振方法都是通过平台式的，既增加了 卫星重量提高了发射成本，又占有了大量的卫星内部空间资源。此外，这类隔振平台需要使 用至少六根支杆支撑，实现六自由度的振动隔离。因此此类隔振平台构型在一些方向上具 有耦合的特性。
[0004] 因此，对于目前高精高稳高敏捷航天器而言，为SGCMG产生的振动进行隔离的技 术成为了一个关键性问题。如何在充分考虑了卫星重量以及卫星内部空间资源下，设计出 一套针对所有构型及任何安装形式下的SGCMG的隔振方法，并能够使得隔振参数设计不那 么困难和保证航天器的姿态控制系统的正常工作成为了突出问题。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是为了解决单框架控制力矩陀螺的振动以及如何提高航天器姿态 稳定度的问题，提供一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法。该装置能够实现对单框架 控制力矩陀螺的六自由度振动隔离，并且对在航天器上任意安装的单框架控制力矩陀螺均 适用。该方法能够将航天器的姿态角速度振动幅值降低至少95%，极大提高航天器的姿 态稳定度，并且该方法具有普适性，能够进行推广，即当单框架控制力矩陀螺个数增加的时 候，方法中提及的整星动力学模型同样适用，并能够快速有效地求出航天器的姿态精度和 稳定度，以判断对姿态稳定度的提高程度。
[0006] 本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
[0007] -种提高航天器姿态稳定度的装置，命名为隔振元件；包括内套筒和外套筒；内 套筒与外套筒为带有顶端的中空圆柱体；内套筒横切面直径小于外套筒横切面直径；内套 筒置于外套筒内，内套筒与外套筒之间存在间隙，金属弹簧置于间隙中，金属弹簧数量至少 为五根，其中一根金属弹簧位于顶端的间隙处，另外四根在筒壁的间隙处均匀分布；隔振元 件的内套筒套在单框架控制力矩陀螺的框架轴承上，实现与单框架控制力矩陀螺框架轴的 连接；外套筒与航天器固定连接；采用隔振元件即可实现隔振。
[0008] 金属弹簧通过球铰分别与隔振元件的内壁和外壁相连。
[0009] -种提高航天器姿态稳定度的方法，具体步骤如下：
[0010] 步骤一、根据卫星携带的单框架控制力矩陀螺的个数，确定隔振元件的个数。每一 个单框架控制力矩陀螺的框架轴两端都装有一个隔振元件，以实现对单框架控制力矩陀螺 的振动隔呙。
[0011] 步骤二、根据单框架控制力矩陀螺的框架轴承的直径确定隔振元件的内套筒和外 套筒的横截面直径以及隔振元件所包含的金属弹簧原长。框架轴承直径为a，则隔振元件 的内套筒横截面直径r n= a,隔振元件的外套筒横截面直径;Tw= I. 4a，隔振元件的金属弹 簧原长
[0012] 步骤三、根据隔振元件安装形式，并认为隔振元件中每个金属弹簧只能轴向伸缩， 首先可以根据矢量关系得到每个金属弹簧的长度向量S 1，长度I1，伸长量Al1,沿弹簧轴向 的单位向量S1，弹簧伸缩速度V 1。分别如下：
[0018] 其中，心;外壁连接点位置矢量列阵，％是内壁连接点的位置矢量列阵、％是内壁 连接点的速度矢量列阵，/,^是弹簧i的原长。
[0019] 步骤四、令Ii1作为金属弹簧的弹簧刚度系数，C ^乍为金属弹簧的弹簧阻尼系数，可 以写出弹簧i产生的弹力、以及对SGCMG中心点的力矩，具体如下
[0022] 对隔振元件中所有由弹簧产生的力和力矩求和可得SGCMG所受合力F。与合力矩 T。及由隔振元件传递给卫星本体的力F。。和力矩T。。分别为
[0027] 步骤五、定义P w为单框架控制力矩陀螺的转子惯性主轴坐标系中心到转子坐标 系中心的矢量，该符号又可用于描述转子的静不平衡量。定义Awl为单框架控制力矩陀螺的 转子惯性主轴坐标系到转子坐标系的转换矩阵，该符号又可用于描述转子的动不平衡量。 根据动量定理和角动量定理，可以得到考虑了单框架控制力矩陀螺转子的静不平衡量和动 不平衡量情况下的单框架控制力矩陀螺动力学模型，如下：
[0030] 其中m表示SGCMG的转子和框架的总质量，^和气;,分别表示SGCMG的速度和角速 度，Fc和Tc是SGCMG所受隔振元件的弹簧产生的合力与产生的合力矩。L C，迟 的详细表达式如下所示：
[0036] 其中，上标" X "表示矢量列阵的反对称斜方阵，ω。表示在SGCMG框架坐标系下描 述的SGCMG框架以及转子的绝对角速度之和，mg表示SGCMG框架质量，m w表示SGCMG转子质 量，P。是将P w描述在SGCMG框架坐标系下的矩阵形式，V。表示在SGCMG框架坐标系下描 述的SGCMG框架以及转子的绝对速度之和，气表示在SGCMG框架坐标系下描述的星体绝对 角速度，Vgfl表示在SGCMG框架坐标系下描述的框架几何中心绝对速度，p41表示在SGCMG 框架坐标系下描述的SGCMG动量，表示在SGCMG框架坐标系下描述的SGCMG角动量，r。 表示惯性坐标系的中心到SGCMG框架坐标系中心的矢量，Iw表示SGCMG转子的转动惯量，I g 表示SGCMG框架的转动惯量，C^1表示在SGCMG框架坐标系下描述的框架绝对角速度。 [0037] 步骤六、认为卫星上携带的单框架控制力矩陀螺的个数为h，根据步骤四中得到的 每个SGCMG隔振元件传递给卫星本体的力和力矩表达式，可以得到所有的SGCMG通过各自 的隔振元