技术领域本发明涉及一种航天技术领域，具体涉及一种自抗扰的超静飞轮及其应用方法。
背景技术：
飞轮系统是在航天器上得到广泛应用的姿态控制系统，其通过动量矩定理为航天器提供姿态控制力矩。实际中的飞轮系统由于其动不平衡特性，会产生高频干扰力矩从而诱发航天器微振动，对航天器的高精度姿态控制产生严重影响。
技术实现要素：
本发明的目的是针对现有技术中的不足，提供一种自抗扰的超静飞轮及其应用方法，该方案能够补偿掉飞轮的高频干扰力矩，从而输出高精度控制力矩。为实现上述目的，本发明公开了如下技术方案：一种自抗扰的超静飞轮，包括飞轮和主动控制平台：主动控制平台，包括上平台、下平台和若干并联的支腿，上平台、下平台通过并联支腿活动连接在一起，通过控制并联支腿的伸长控制上、下平台的相对位置；飞轮，通过飞轮安装轴安装在主动控制平台的上平台上，其绕轴线旋转以提供航天器的姿态控制力矩。进一步的，所述并联支腿为压电驱动杆。进一步的，所述支腿数量为四个。进一步的，所述支腿通过铰链与上平台和下平台连接。本发明还公开了一种自抗扰的超静飞轮的应用方法，沿着航天器三方向惯量主轴各安装一个自抗扰超静飞轮，以分别提供绕XYZ轴的三方向控制力矩；当飞轮安装在上平台时，上平台位置发生微小倾斜，根据动量矩定理飞轮会产生一个陀螺力矩，该力矩的大小可以通过控制上、下平台相对位置，即飞轮倾斜程度来调整，用以补偿飞轮的干扰力矩。进一步的，沿X轴安装的飞轮，其工作时会产生绕Y、Z轴的干扰力矩，其估计值表示如下：Tdy＝μx·Ωx2cos(Ωxt)Tdz＝μx·Ωx2sin(Ωxt)其中，μx为X轴安装飞轮的动不平衡因子，Ωx为飞轮的转动角速度，t为飞轮工作时间，同理，Y、Z轴的安装飞轮也会在和安装轴正交的两个轴上产生类似的干扰力矩。进一步的，为了控制简单，主动控制平台在补偿时只使每个飞轮输出单一方向的补偿力矩，让X方向安装的飞轮补偿Y方向干扰力矩，Y方向飞轮补偿Z方向干扰力矩，Z方向飞轮补偿X方向干扰力矩。本发明公开的一种自抗扰的超静飞轮及其应用方法，具有以下有益效果：采用活动连接的主动控制平台，并将飞轮安装在其上，可以快速反应并精确补偿飞轮的高频干扰力矩，从而输出高精度控制力矩，且控制简单。附图说明图1是自抗扰超静飞轮示意图；图2是主动控制平台结构图；图3是飞轮系统安装方位示意图；图4是飞轮补偿力矩产生原理图。附图标记说明：1.飞轮安装轴，2.飞轮，3.主动控制平台，4.上平台，5.下平台铰点，6.支腿，7.下平台，8.下平台铰点。具体实施方式下面结合实施例并参照附图对本发明作进一步描述。请参见图1、图2。本发明公开的一种自抗扰的超静飞轮，包括飞轮2和主动控制平台3：主动控制平台3，包括上平台4、下平台5和若干并联的支腿6，上平台4、下平台5通过并联支腿6活动连接在一起，通过控制并联支腿6的伸长控制上、下平台的相对位置；其中，上平台4用以安装飞轮2，下平台5和航天器固连。飞轮2，通过飞轮安装轴1安装在主动控制平台3的上平台4上，其绕轴线旋转以提供航天器的姿态控制力矩。本实施例中，所述并联支腿6为压电驱动杆，压电驱动杆具有动态响应频率高，精度高的优点。本实施例中，为保证飞轮控制的精确性，所述支腿6数量为四个。本实施例中，所述支腿6通过铰链与上平台和下平台连接。请参见图3。本发明还公开了一种自抗扰的超静飞轮的应用方法，沿着航天器三方向惯量主轴各安装一个自抗扰超静飞轮，以分别提供绕XYZ轴的三方向控制力矩；当飞轮2安装在上平台4时，上平台4位置发生微小倾斜，根据动量矩定理飞轮会产生一个陀螺力矩，该力矩的大小可以通过控制上、下平台相对位置，即飞轮倾斜程度来调整，用以补偿飞轮的干扰力矩。由于实际中飞轮自身的动不平衡特性，其在旋转工作时除了输出绕安装轴的控制力矩外，还会在另外两个方向产生高频干扰力矩。以沿X轴安装的飞轮为例，沿X轴安装的飞轮，其工作时会产生绕Y、Z轴的干扰力矩，其估计值表示如下：Tdy＝μx·Ωx2cos(Ωxt)Tdz＝μx·Ωx2sin(Ωxt)其中，μx为X轴安装飞轮的动不平衡因子，Ωx为飞轮的转动角速度，t为飞轮工作时间，同理，Y、Z轴的安装飞轮也会在和安装轴正交的两个轴上产生类似的干扰力矩。这就是飞轮的高频干扰力矩的由来，其诱发的微振动会严重影响航天器的高精度姿态控制。下面以沿航天器Y方向主轴安装的飞轮为实施例说明补偿力矩产生的基本原理。Y方向安装飞轮如图4所示，图中O’-X’Y’Z’坐标系和航天器惯量主轴坐标系O-XYZ平行。飞轮转速为Ωy，转动惯量为Jy，此时飞轮动量矩大小为Jy·Ωy，方向沿Y轴(由于飞轮的输出力矩在O’-X’Y’Z’和O-XYZ中是等效的，在之后的描述中为简单起见不区分两个坐标系)。此时，若将飞轮沿X轴转动一个微小角度δ，从图4可以看出，飞轮将在Z方向上产生一个动量矩分量，其大小为Jy·Ωy·sinδ≈Jy·Ωy·δ。根据动量矩定理，飞轮Z方向上将产生一个力矩，其大小为其中是飞轮绕X轴转动的角速度。如此产生的力矩就是补偿力矩，可以用来补偿Z方向的干扰力矩。同理，若将Y方向安装飞轮绕Z轴转动微小角度，在X方向上也会产生类似的力矩。这就是补偿力矩产生的基本原理。同样地，对于X向安装的飞轮，可以产生绕Y轴和Z轴的补偿力矩，对于Z向安装的飞轮，可以产生绕X轴和Y轴的补偿力矩。图3所示飞轮系统输出的干扰力矩是三方向飞轮各自产生的干扰力矩的合力矩，其共有三个分量，分别绕航天器的三个主轴。主动控制平台可以调整飞轮的姿态使其输出陀螺力矩从而对干扰力矩进行补偿。图3所示飞轮系统的每个飞轮理论上可以提供两个方向的补偿力矩，但为了控制简单，主动控制平台在补偿时只使每个飞轮输出单一方向的补偿力矩，让X方向安装的飞轮补偿Y方向干扰力矩，Y方向飞轮补偿Z方向干扰力矩，Z方向飞轮补偿X方向干扰力矩。这样，在测得飞轮系统的干扰力矩大小后，每个飞轮的主动控制平台可根据所需补偿力矩的大小计算出需要的支腿伸长量，然后通过支腿伸长使得上平台的姿态发生倾斜，由于飞轮和上平台固连，飞轮将随着上平台同时倾斜并输出相应的陀螺力矩来补偿干扰力矩。飞轮的干扰力矩是高频力矩，主动控制平台的支腿是压电驱动杆，压电驱动杆动态响应频率高、精度高，可以快速反应并精确补偿飞轮的高频干扰力矩。本发明通过上述方法在飞轮产生干扰力矩时，主动控制平台能够对飞轮的干扰力矩进行补偿，通过控制上平台姿态使飞轮发生倾斜，利用动量矩定理使飞轮产生补偿力矩来抵消干扰力矩。以上所述仅是本发明的优选实施方式，而非对其限制；应当指出，尽管参照上述各实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对上述各实施例所记载的技术方案进行修改，或对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改和替换，并不使相应的技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。