[发明专利]利用充液变惯量飞轮控制航天器姿态的方法及其执行机构

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态的控制执行机构，具体地说，是一种利用充液变惯量飞轮控制航天器姿态的方法及其执行机构，属于航天器姿态控制领域。

背景技术

卫星在飞行过程中常需要进行大角度姿态机动以满足各种任务要求，而为了减小卫星质量，通常将作为姿态稳定执行机构的反作用轮用于姿态机动以提高其功能密度。由于反作用飞轮本身存在饱和转速和低转速死区的限制，使得针对极端问题的姿态控制所设计的控制器大都比较复杂或者会采用冗余构型的方法解决这一问题，可参考文献[1]Creamer G,Gates D S P.Attitude determination and control of Clementine during lunar mapping[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics,1996,19(3):505-511；文献[2]Wie B,Lu J.Feedback control logic for spacecraft Eigen axis rotations under slew rate and control constraints[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics,1995,18(6):1372-1379.等。

但是太过复杂的控制器不易在航天任务上应用，冗余构型又会对航天器产生额外的质量负担。为此，部分研究从执行机构本身出发，将一种新型的动量交换装置——变惯量反作用飞轮（VIRW，Variable Inertial Reaction Wheel）用于卫星的姿态控制，利用VIRW在一定程度上大范围力矩输出的特性，达到采用简单的控制算法即能有效实现小卫星的姿态机动。VIRW由乔治亚理工学院的研究人员发明并于2003年进行了微重力环境下的姿态控制实验。它与一般反作用飞轮的区别在于其转动惯量可变。每个VIRW有两个电机，电机1用来控制飞轮的转动，电机2用来控制重块的伸缩。正是重块位置的改变引起飞轮转动惯量的改变，由此扩大了飞轮输出力矩的范围，又不损害小角度控制的精度。可参考文献[3]Christian A J,et al.Development of a Variable Inertia Reaction Wheel System for Spacecraft Attitude Control[J].AIAA2004-5132，以及文献[4]Christian A J,et al.Test equipment data package,development of a variable inertia reaction wheel system[R],Georgia Institute of Technology,TEDP,2003。

然而，利用固体质量块位移产生惯量变化的方式会增加机械运动，长期使用更容易出现机械运动部件磨损、断裂等危害，不满足作为长周期航天器姿态控制执行机构的基本可靠性要求。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中由于航天器所需要的力矩输出存在饱和和死区的极端情况，导致执行机构转速调节能力不能达到任务要求，以及由于转子机械运动过多导致执行机构失效的限制，提出的一种利用充液变惯量飞轮控制航天器姿态的方法及其执行机构。

本发明提供了一种利用充液变惯量飞轮控制航天器姿态的执行机构，包括：固定和安装整个飞轮结构的真空框架、飞轮、电机、轴承和控制机构。飞轮包含固体转子部分、飞轮壳、充液腔、径向导管和轴向导管。真空框架固定轴承和电机的位置。轴承安装在飞轮转轴的两端。电机与飞轮转轴配合。飞轮充液腔内的液体工质，通过轴向导管和径向导管注入和排空。控制机构对电机的转速和充液腔内的液体注入和排空进行控制。

在航天器相互垂直的三轴：X轴、Y轴和Z轴上，分别安装一个所述的执行机构，各执行结构的飞轮的对称轴与所在的坐标轴重合。

本发明利用充液变惯量飞轮控制航天器姿态的方法，具体步骤如下：

步骤1、通过航天器的姿态敏感器得到航天器姿态参数后，根据当前姿态与期望姿态的差值通过Lyapunov方法设计航天器所需的三轴控制力矩矢量T_C＝[T_C1,T_C2,T_C3]^T，i=1,2,3，分别表示航天器坐标系的X轴、Y轴和Z轴。

步骤2、将三个执行机构安装在航天器的三轴上，；