件传递给卫星本体的合力和合力矩表达式，具体如下：
[0040] 根据动量定理和角动量定理可得卫星本体的动力学模型为
[0043] 其中，mb是卫星本体质量，I b是卫星本体惯量，V !^卩ω b分别是卫星本体的速度和 角速度，T。是控制力矩。
[0044] 步骤七：通过使用比例积分微分（PID)控制器作为姿态控制器，可以求得卫星进 行姿态控制时所需的控制力矩。具体公式如下：
[0049] 其中，Kp，Kd，&是PID控制器的参数。
穸、Θ和φ是卫星的姿态角度，鈐、φ ^是卫星的期望姿态角度。
[0050] 步骤八：将步骤七解算出的控制力矩带入到步骤六的卫星本体的动力学模型中， 能够求出卫星本体的角速度；在卫星姿态稳定控制中，认为
因此，对 卫星本体的角速度进行时间积分可以解得卫星本体的姿态角度。
[0051] 步骤九：再重复步骤三到步骤八，即能够实现航天器姿态稳定控制；即可绘制卫 星本体的姿态角度和姿态角速度的时间历程图，可通过效果图判定卫星本体姿态稳定度的 提高程度。
[0052] 有益效果
[0053] 1、本发明的一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法，克服现有对单框架控制力 矩陀螺采用隔振平台式的隔振方法造成卫星空间浪费的问题，通过使用内外套筒加金属弹 簧的形式将单框架控制力矩陀螺的框架轴与卫星本体相连接，以实现安装的紧凑型和质量 的轻型化。
[0054] 2、本发明的一种提高航天器姿态稳定度的装置及方法，该装置仅需要与单框架控 制力矩陀螺的框架轴承进行尺寸匹配，可实现单框架控制力矩陀螺的模块化需求，也能够 满足任意安装形式下的单框架控制力矩陀螺对此装置的使用。
[0055] 3、本发明的一种单框架控制力矩陀螺的六自由度解耦式隔振方法，隔振元件中的 五个金属弹簧只能轴向方向伸缩，并且金属弹簧的安装具有解耦的特点，因此，该隔振方法 不仅实现了六自由度上的振动隔离，还能够保证每个方向都是解耦的，便于隔振元件的金 属弹簧的刚度参数和阻尼参数的设计。
[0056] 4、本发明的一种单框架控制力矩陀螺的六自由度解耦式隔振方法，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。
【附图说明】
[0057] 图1为本发明的一种提高航天器姿态稳定度装置在单框架控制力矩陀螺框架轴 两端的安装示意图；
[0058] 图2为隔振元件的主视图；
[0059] 图3为隔振元件俯视图；
[0060] 图4为有隔振元件情况下卫星本体的姿态角度的时间历程图；
[0061] 图5为有隔振元件情况下卫星本体的姿态角速度的时间历程图。
[0062] 其中，1 一内套筒、2-外套筒、3-金属弹簧、4 一框架轴承。
【具体实施方式】
[0063] 下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
[0064] 实施例1
[0065] -种单框架控制力矩陀螺的六自由度解耦式隔振方法，可通过下述步骤来完成：
[0066] -种提高航天器姿态稳定度的装置，命名为隔振元件；隔振元件包括内套筒1和 外套筒2 ;内套筒1与外套筒2为带有顶端的中空圆柱体；内套筒1横切面直径小于外套筒 2横切面直径；内套筒1置于外套筒2内，内套筒1与外套筒2之间存在间隙，金属弹簧3置 于间隙中，金属弹簧3数量为五根，其中一根金属弹簧3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1套在单框架控制力矩陀螺的框架轴承4上，实现 与单框架控制力矩陀螺框架轴的连接；外套筒2与航天器固定连接；采用隔振元件即可实 现隔振。
[0067] -种提高航天器姿态稳定度的的方法，具体步骤如下：
[0068] 步骤一、卫星上携带有四个单框架控制力矩陀螺，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，因此首先可确定隔振元件的个数为八个，以实现对单框 架控制力矩陀螺的振动隔离。
[0069] 步骤二、单框架控制力矩陀螺的框架轴承直径5cm，可以确定隔振元件的内套筒和 外套筒的横截面直径分别为5cm和7cm，以及隔振元件所包含的金属弹簧原长为If=IGnw
[0070] 步骤三、每个隔振元件安装在单框架控制力矩陀螺的框架轴两端，并认为隔振元 件中每个金属弹簧只能轴向伸缩，首先可以根据隔振元件金属弹簧在惯性坐标系下的安装 位置确定每个金属弹簧的长度向量S 1，长度I1，伸长量△ I1,沿弹簧轴向的单位向量S1，弹簧 伸缩速度V1。分别如下：
[0076] 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、心,是内壁 连接点的速度矢量列阵，/f是弹簧i的原长。
[0077] 步骤四、令Ici= 1000N/m作为金属弹簧的弹簧刚度系数，Ci= 20N?s/m作为金属 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
[0080] 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
[0085] 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，PW= (0.810.8)X10 4m。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。
，其中η = μ = IX 10 4 rad。框架转速
转子转速时Ω = IOOHz。
[0086] 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：
[0089] 其中m表示SGCMG的转子和框架的总质量，^和《%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。j?，C φ , !E 的详细表达式如下所示：
[0095] 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，表示在SGCMG框架坐标系下描述的星体绝对 角速度，'^。表示在SGCMG框架坐标系下描述的框架几何中心绝对速度，表示在SGCMG 框架坐标系下描述的SGCMG动量，/if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。
[0096] 步骤六、卫星上携带的单框架控制力矩陀螺的个数为四个，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 的隔振元件传递给卫星本体的合力和合力矩表达式，具体如下：
[0099] 根据动量定理和角动量定理可得卫星本体的动力学模型为
[0102] 其中，mb是卫