单轴快速机动航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法

专利名称：单轴快速机动航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法
技术领域：
本发明涉及航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法。
背景技术：
目前许多航天器需要执行快速机动以及机动后快速稳定的任务，通常对卫星机动指定角度的时间有严格的限制。在卫星姿态控制算法一定的情况下，卫星执行机构的能力决定了卫星机动所需的时间，然而执行机构的能力、数量的増加相对应的是卫星质量的增カロ，这对卫星的姿态控制是非常不利的。为了在不增加执行机构的前提下能够较快的完成机动任务，通常需要对卫星的执行机构进行合理的配置。目前，不需要快速机动的卫星通常配备由四个飞轮，主要分为三正交+—斜装构型与四斜装构型两种。三正交+—斜装构型的正交安装的飞轮工作，斜装飞轮作为备份不工作。四斜装构型通常以俯仰轴为安装轴，安装角为二次型最优的安装方式，四个飞轮同 时工作互为备份。针对快速机动卫星通常携帯五个飞轮，以三正交+机动轴方向两个飞轮+ 一斜装的构型为主，此种构型方式并没有充分利用飞轮的能力，因此有必要对其构型进行改进。

发明内容
本发明是为了解决快速机动航天器飞轮能力利用不充分的问题，从而提供ー种单轴快速机动航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法。单轴快速机动航天器飞轮构型，该构型中包括有五个飞轮，其中一个飞轮的轴线与机动轴的轴线相重合，另外四个飞轮为斜装飞轮；每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角均为P^为实数；相邻两个斜装飞轮的转轴在航天器非机动平面上的投影的夹角为90°，位于所述航天器非机动平面上的每个斜装飞轮的投影与航天器俯仰轴的夹角和航天器偏航轴的夹角均为45°。每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角P的取值范围是0<ガ<|。单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，它由以下步骤实现步骤一、根据每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角P，构造飞轮的安装矩阵U:
I cos J3 cos J3 cos J3 cos J3步骤ニ、根据航天器的最小功耗和步骤ー获得的安装矩阵U，根据公式D = Ut (UUt)
构造飞轮的分配矩阵D :
权利要求
1.单轴快速机动航天器飞轮构型，其特征是该构型中包括有五个飞轮，其中ー个飞轮的轴线与机动轴的轴线相重合，另外四个飞轮为斜装飞轮； 每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角均为￠, ^为实数；相邻两个斜装飞轮的转轴在航天器非机动平面上的投影的夹角为90°，位于所述航天器非机动平面上的每个斜装飞轮的投影与航天器俯仰轴的夹角和航天器偏航轴的夹角均为45°。
2.根据权利要求I所述的单轴快速机动航天器飞轮构型，其特征在干，每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角P的取值范围是。
3.权利要求I所述单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，其特征是它由以下步骤实现 步骤一、根据每个斜装飞轮的转轴与航天器机动轴的夹角P，构造飞轮的安装矩阵U :
4.根据权利要求3所述的单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法，其特征在于步骤四中所述根据步骤ニ中获得的飞轮的分配矩阵D、步骤三获得的航天器非机动轴的最大力矩值Tnmx和每个飞轮能够提供的最大カ矩为Twmax获得机动轴カ矩的最优安装角P T的具体方法为 根据每个飞轮所提供的力矩小于或等于飞轮的カ矩上限的原则，获得约束不等式 DT <1 T u 1 cmax 、 1 wmax 式中TMax= [Txfflax Tyfflax TZ_]T，为五个飞轮分配在卫星三轴的最大指令力矩； 式中T_X为各个飞轮能够提供的最大力矩值组成的列阵；TX_为飞轮能够在滚动轴提供的最大カ矩； 令 Tymax+Tzmax = Ty+Z,将 DTemax ^ Twmax 展开，犾得
全文摘要
单轴快速机动航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法，它涉及航天器飞轮构型及所述飞轮构型的优化方法。它是为了解决快速机动航天器飞轮能力利用不充分的问题。构型该构型中包括有五个飞轮，其中一个飞轮的轴线与机动轴的轴线相重合，另四个飞轮为斜装飞轮；相邻两个斜装飞轮的转轴在航天器非机动平面上的投影的夹角为90°，位于所述航天器非机动平面上的每个斜装飞轮的投影与航天器俯仰轴的夹角和航天器偏航轴的夹角均为45°。优化安装角为优化量写出飞轮的安装矩阵；以飞轮系统的功耗为指标求出飞轮的分配矩阵。确定非机动轴所需的最大力矩，最终求得机动轴力矩最优的安装角并进行调整实现优化。本发明适用于航天器飞轮构型及其优化。
文档编号B64G1/24GK102616386SQ201210087918
公开日2012年8月1日 申请日期2012年3月29日 优先权日2012年3月29日
发明者侯志立, 耿云海 申请人:哈尔滨工业大学