专利名称：一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法
技术领域：
本发明涉及一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，属于航天器姿态控制和振动抖动控制领域。
背景技术：
近年来，高精度高稳定度空间观测及遥感卫星成为航天工程及应用领域的研究重点。其上搭载的光学有效载荷对航天器的姿态稳定度以及结构振动水平要求极其严格。该类航天器目前多使用飞轮或控制力矩陀螺(CMG)作为执行机构实现姿态控制。但是，由于这类执行机构的高速转子的静动不平衡特性以及轴承的设计缺陷等因素，使它们成为了星上主要的扰动源。当加入CMG产生的振动，结合一种采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究技术(金磊，徐世杰.采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天 器姿态跟踪控制研究[J].宇航学报.2008，29 (3) :916-921)),可以得知卫星系统的姿态稳定度为6X10_6rad/s，此环境情况下，还达不到光学有效载荷的高成像质量。因此，为了给星上光学有效载荷提供一种超静环境，有必要对它们所引起的振动进行处理。对于星上飞轮，通常采用单独隔振，即对每个飞轮进行单独的隔振系统设计，例如在哈勃望远镜上通过使用六个沿轴向安装在每个飞轮上的D-Strut，对飞轮轴向振动进行隔离；美国国防部卫星通信系统三期卫星使用四个带有阻尼特性的不锈钢弹簧支撑每个飞轮；钱德拉望远镜上每个飞轮都使用一个六自由度隔振平台来支撑；KameSh等人近期设计了一种飞轮隔振平台，该平台包含四个折叠梁；郑钢铁等人也设计了一种新型的飞轮隔振平台，该平台包含三个隔振杆，每个隔振杆可提供六自由度的隔振。对于CMG来说，较多的是通过使用隔振支杆或者阻尼器对单机性能进行改进(Bennett V 0，Wilson Gff. Isolation Flexure For Gyroscopes[P]. United States Patent :4242917,1981-01-06 ;Smith D ff, Davis T S. Methods and apparatus for tuned axial damping in rotatingmachinery with floating clearing cartridge[P]. United States Patent :2005/0268735Al,2005-10-08 ；Harrell J P.Control Moment Gyro With Vibration Isolation[P].United States Patent :5820078,1998-10-13)，但是这种CMG单机性能改进的能力有限，甚至造成投入成本远高于回报效益。对于CMG也可以使用隔振平台进行振动隔离，但是由于它所提供的力矩总是在一个平面内变化，并且星上总是使用多个CMG按照某种构型安装在某个位置，再采用像飞轮单独隔振的方式就会增大工作难度，并且由于CMG体积较大，对CMG实施单独隔振容易造成卫星空间浪费。此外，对于隔振平台的参数设计问题，较多的研究集中在对隔振平台某些参数进行特殊设计，以达到隔振平台对振动隔离的效果，并没有分析当它被安装在星体的某些部件上，对卫星整体或者对其他系统带来的影响。这样就会造成隔振平台使用受阻，甚至会出现隔振平台自身特性优良，但是用到卫星上后，造成其他系统失效的问题。因此，对于目前高精度高稳定度空间观测及遥感卫星来说，对CMG产生的振动进行隔离的技术成为一个关键性问题，如何设计隔振平台参数来实现对多个CMG产生的振动进行隔离，并能够保证姿态控制系统的正常工作成为突出问题。
发明内容
本发明的目的是为了解决隔振平台与卫星上其他系统的兼容性问题。本发明公开的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，通过合理选择星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数，避免了隔振平台应用于卫星上后造成其他星上系统失效的问题。本发明的目的是通过下述技术方案实现的本发明公开的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，具体步骤如下步骤一根据卫星星体质量、控制力矩陀螺的个数、质量确定隔振平台上平台和下平台的半径R ;隔振平台选择正立方体构型，即隔振平台包含六个支杆，每个支杆两两垂 直。结合隔振平台的几何约束关系，通过公式= f 7 可计算得知隔振平台的平台高度H ;
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通过公式/e=力/n十算得到隔振平台每个支杆的标称杆长Itl ；步骤二 将隔振平台安装在控制力矩陀螺群(CMGs)和卫星星体之间，控制力矩陀螺群CMGs通过安装架和隔振平台的上平台固连，其中安装架由钛合金制成，安装架的一端固连在上平台的边缘处，另一端汇聚成一点焊接在一起。将控制力矩陀螺群和上平台合称为上平台系统。由于隔振平台的下平台和卫星星体固连，因此将其称为下平台系统。隔振平台除了由上平台和下平台之外，还有连接两者的支杆。支杆采用弹簧材料制成，在对其参数设计中可被简化成一种三参数模型，认为支杆是由一个弹簧和一个阻尼串联后再和另一个弹簧并联组成，定义kA为主弹簧刚度参数，kB为附加弹簧刚度参数，cA为阻尼参数。所述的隔振平台在使用中还需确定kA、kB及cA三个参数的值，由以下步骤完成。步骤三根据步骤二隔振平台、控制力矩陀螺群CMGs和卫星星体之间的安装形式，建立含有隔振平台和控制力矩陀螺群CMGs的卫星动力学模型，并对动力学模型进行简化，得到从控制力矩陀螺群CMGs引起的振动到卫星星体的传递函数矩阵，由于隔振平台支杆对称分布，则可知该类型的隔振平台轴向平动方向和轴向转动方向解耦。因此，写出隔振平台轴向平动方向的传递函数显式，以便于下一步对支杆的两个弹簧参数和一个阻尼参数进行选择；步骤四结合步骤三中得到的简化的整星动力学模型，分析隔振平台的使用对比例积分微分控制器(PID)姿态控制系统带来的影响，得到隔振平台隔振频率同姿态控制系统带宽的约束关系，该约束关系使得隔振平台的使用同时满足PID控制系统充分稳定和对高频振动衰减的要求。因此可结合PID姿态控制器参数得到姿态控制系统带宽，并依据隔振频率和姿态控制系统带宽的关系得到隔振平台的隔振频率值；步骤五依据步骤四中得到的隔振平台的隔振频率，并已知隔振频率略小于无阻尼自然频率则可在步骤三中得到的隔振频率加上一个小量，作为隔振平台的无阻尼自
然频率《。；选取合理的最大损耗因子，则由已知的通过表达式可以
Ia
求解得出a，a是一个无量纲数，用于表达支杆两个弹簧参数的关系，可由a = 求得两个弹簧参数的比值
权利要求
1.一种星上控制カ矩陀螺群隔振平台的參数选择方法，其特征在于包括如下步骤步骤ー根据卫星星体质量、控制カ矩陀螺的个数、质量确定隔振平台上平台和下平台的半径R ;隔振平台选择正立方体构型，即隔振平台包含六个支杆，每个支杆两两垂直；结合隔振平台的几何约束关系，通过公式丑=fi 可计算得知隔振平台的平台高度H ;通过2公式k十算得到隔振平台每个支杆的标称杆长Itl ； 步骤ニ将隔振平台安装在控制カ矩陀螺群(CMGs)和卫星星体之间，控制力矩陀螺群CMGs通过安装架和隔振平台的上平台固连，安装架的一端固连在上平台的边缘处，另ー端汇聚成一点焊接在一起；将控制力矩陀螺群和上平台合称为上平台系统；由于隔振平台的下平台和卫星星体固连，因此将其称为下平台系统；隔振平台除了包括上平台和下平台之外，还包括连接上平台和下平台的支杆；支杆采用弹簧材料制成，在对其參数选择中可被简化成一种三參数模型，认为支杆是由一个弹簧和一个阻尼串联后再和另ー个弹簧并联组成，定义kA为主弹簧刚度參数，kB为附加弹簧刚度參数，cA为阻尼參数；所述的隔振平台在使用中还需确定kA、kB及cA三个參数的值； 步骤三根据步骤ニ隔振平台、控制カ矩陀螺群CMGs和卫星星体之间的安装形式，建立含有隔振平台和控制カ矩陀螺群CMGs的卫星动力学模型，并对动力学模型进行简化，得到从控制力矩陀螺群CMGs引起的振动到卫星星体的传递函数矩阵，由于隔振平台支杆对称分布，则可知该类型的隔振平台轴向平动方向和轴向转动方向解耦；因此，写出隔振平台轴向平动方向的传递函数显式，以便于下一歩对支杆的两个弹簧參数和ー个阻尼參数进行选择； 步骤四结合步骤三中得到的简化的整星动力学模型，分析隔振平台的使用对比例积分微分控制器PID姿态控制系统带来的影响，得到隔振平台隔振频率同姿态控制系统带宽的约束关系，该约束关系使得隔振平台的使用同时满足PID控制系统充分稳定和对高频振动衰减的要求；因此可结合PID姿态控制器參数得到姿态控制系统带宽，并依据隔振频率和姿态控制系统带宽的关系得到隔振平台的隔振频率值； 步骤五依据步骤四中得到的隔振平台的隔振频率，并已知隔振频率略小于无阻尼自然频率COtl，则可在步骤三中得到的隔振频率加上ー个小量，作为隔振平台的无阻尼自然频率《。；选取合理的最大损耗因子n_，则由已知的通过表达式ヮ.=^ 可以求解得出a , a是ー个无量纲数，用于表达支杆两个弹簧參数的关系，可由》=ヾ1 + ￥求得两个弹簧參数的比值トん'步骤六结合步骤三得到的隔振平台轴向平动方向的传递函数显式，可求得支杆的两个弹簧參数和一个阻尼參数同无阻尼自然频率《0和无量纲数a的关系式，如下所示 んa = ‘ _，んB = -y' ( " -l)-—，c...A = .叫 (rr — I).i 其中，mp为上平台系统的质量；分别将步骤五得到的和a代入到以上关系式中即可求解得出每个支杆的主弹簧刚度参数kA，附加弹簧刚度参数kB和阻尼参数cA。
2.根据权利要求I所述的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，其特征在于还包括如下步骤， 步骤七根据步骤六所得的主弹簧刚度参数kA，附加弹簧刚度参数kB和阻尼参数cA选择弹簧做成支杆，安装在隔振平台的上下平台之间，每个支杆和隔振平台的上平台采用球铰连接，和隔振平台的下平台采用万向铰连接。
3.根据权利要求I或2所述的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，其特征在于所述的步骤六还可以包括如下步骤，将所解得的主弹簧刚度参数kA，附加弹簧刚度参数kB和阻尼参数Ca带入到步骤三隔振平台的传递函数矩阵的求解中，绘制各个主通道下的幅频特性图，分析是否满足整体上的任务要求，如果不满足任务要求，可在参数上进行调整，以达到满足系统要求的隔振频率和工作频率范围内的衰减。
4.根据权利要求3所述的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，其特征在于步骤五中所述的小量为O 2Hz ;步骤五中所述的最大损耗因子nmax为O. I 2。
5.根据权利要求I或2所述的一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，其特征在于步骤五中所述的小量为O 2Hz ;步骤五中所述的最大损耗因子nmax为O. I 2。
全文摘要
本发明涉及一种星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数选择方法，属于航天器姿态控制和振动抖动控制领域。(1)采用一个正立方体隔振平台的构想，将其安装在多个控制力矩陀螺组成的构型和卫星星体之间，以最大程度上隔离多个控制力矩陀螺引起的高频振动；(2)本发明通过合理选择星上控制力矩陀螺群隔振平台的参数，避免了隔振平台应用于卫星上后造成其他星上系统失效的问题。
文档编号G05D1/08GK102778891SQ20121027581
公开日2012年11月14日 申请日期2012年8月3日 优先权日2012年8月3日
发明者张尧, 张景瑞, 翟光 申请人:北京理工大学