用于敏捷卫星应用的姿态控制制造技术

本发明专利技术总体上涉及姿态控制，并且尤其便利地涉及卫星和/或航天器的空间平台的姿态控制。具体地，本发明专利技术的第一方面涉及具有有限的万向节旋转的多个控制力矩陀螺在姿态控制系统的用途。此外，本发明专利技术的另一方面涉及用于控制姿态控制系统的控制力矩陀螺组件的改进逻辑。

Attitude control for agile satellite application

【技术实现步骤摘要】
用于敏捷卫星应用的姿态控制本申请是申请人为“泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东有限责任公司”的进入中国国家阶段日期为2016年6月23日的申请号为201480070640.8的专利技术名称为“用于敏捷卫星应用的姿态控制”的专利申请(国际申请日为2014-12-23，国际申请号为PCT/IB2014/067282)的分案申请。
本专利技术总体上涉及姿态控制，尤其便利地是对卫星和/或航天器的空间站的姿态的控制。
技术介绍
众所周知，控制动量(或力矩)陀螺(或陀螺仪)(在下文中，将被称为“CMG(ControlMomentumGyroscope))是尤其是在航天器/卫星姿态控制系统中的用于姿态控制的扭矩产生器。通常，该CMG因为其高输出扭矩和快速响应而替代反作用轮。在该方面，图1通过示例的方式示意性示出可开发用于卫星姿态控制的CMG(总体由1表示)的工作原理。尤其是，如图1所示，CMG1包括飞轮或转子(由盘11示意性表示)，该飞轮或转子被容纳在壳体12中且通过飞轮马达(在图1中出于简化视图的目的，未示出)以恒定的角速度旋转，由此该飞轮或转子具有角动量H。飞轮11与万向节(在图1中出于简化视图的目的，未示出)联接，该万向节可以通过万向节马达(在图1中出于简化视图的目的，未示出)操作从而使得所述飞轮11转动，并且因此该飞轮的角动量矢量H围绕垂直于角动量矢量H的万向节轴线G，因此生成能够被用于使得卫星转动的陀螺(或陀螺效应)扭矩T。生成的扭矩T位于垂直于转子角动量矢量H和万向节轴线G的轴线上，并且围绕万向节轴线G以与转子11通过万向节围绕所述万向节轴线G转动的角速度相同的角速度转动。由于该类型的致动器的奇特性，因而航天器/卫星姿态控制系统中控制动量陀螺(CMG)的使用已经被限制很多年。事实上，CMG是基于允许无穷数量转动的机械万向节的复杂的机电单元；其接合部在致动开始和停止阶段过程中应当支持较高转速和极度的加速。此外，它们基于滑环系统，该系统增大了成本且降低了整个系统的可靠性。因为由CMG生成的转矩在垂直于万向节轴线的平面内转动，所以包括多个CMG单元的组件或集群通常需要在平面中或者三维空间中控制期望的扭矩。在该方面，需要注意如下的事实：术语“CMG集群”和“CMG组件”在本申请中将无差别地使用。CMG集群的构造通常通过所有的CMG单元的方向来限定，尤其是通过万向节轴线的方向来限定。众所周知，典型的单一万向节CMG组件(即，一个转子具有一个万向节)通常具有特定类型的对称性，这能够分为两个主要类型：独立类型和多重类型。尤其是，独立类型的单一万向节CMG组件不具有平行的万向节方向/轴线，而多重类型的单一万向节CMG组件具有多组平行的万向节方向/轴线。在该方面，图2示意性示出了多重类型的单一万向节CMG集群(总体上由2表示)，该集群包括6个单一万向节CMG(即，其中，每个CMG都具有单一万向节)。尤其是，在图2中，出于简化视图的目的，只示出了6个单一万向节CMG的转子。具体地，如图2所示，三个转子(分别由21、22和23)表示，并且因此相应的三个CMG具有相互平行的第一万向节方向/轴线(分别，由和表示)，然而其他三个转子(分别由24、25和26)和，因此相应的三个CMG具有相互平行的但是与第一万向节方向/轴线和不平行的第二万向节方向/轴线(分别由和表示)。此外，转子21、22和23具有在一个相同的平面内转动的角动量矢量(分别由h21，h22和h23表示)，并且转子24、25和26具有角动量矢量(分别由h24，h25和h26表示)，该角动量矢量在与转子21、22和23的角动量矢量h21，h22和h23在其中转动的平面平行的一个相同的平面内转动。在US2011/011982A1中描述了CMG集群的一个示例，该文件涉及用于航天器姿态控制系统的模块化CMG系统，其中模块化的CMG系统由多个CMG模块形成，其中每个CMG模块都具有与其他的CMG模块的设计相同的模块化的封闭设计，从而多个CMG模块可以以多种阵列构造中的期望的任一种被安装在航天器阵列总线结构中。此外，US2003/160132A1公开了一种动力不平衡补偿系统，动力不平衡补偿系统补偿航天器上的转动组件的动力不平衡从而补偿出现的动力不平衡力矩。尤其是，根据US2003/160132A1的所述动力不平衡补偿系统包括航天器、安装在航天器上的且围绕转动轴线相对于航天器转动的转动组件，以及安装在转动组件上并且生成垂直于转动轴线的动量矢量分量的一个或多个动量装置。一个或多个动量装置在转动组件的旋转期间生成补偿扭矩，从而补偿转动组件的动力不平衡。CMG集群的最重要缺陷是存在一些情况，其中：CMG不能沿着特定方向生成扭矩，这些特定方向称为奇异方向。CMG集群当其接近特定的万向节角度几何构造时接近奇异方向。因此，必须选择具有不同的优点和缺点的专用奇异避免逻辑，从而缓解该问题的效果。在过去，多种CMG控制技术已经被提议和执行以避免奇异情况，诸如：·预先在地面上执行离线优化，以计算离线万向节轨线，从而满足任务需求，并且同时避免奇异情况；或者·将误差/干扰引入到被致动的转矩中的奇异避免技术。在EP1908686A1中公开CMG阵列中的奇异避免的分层策略的示例，该EP1908686A1涉及用于调整航天器的姿态的控制系统，该控制系统包括：·被构造为允许零空间移动(nullspacemaneuver)的一组CMG；以及·动量致动器控制处理器，所述动量致动器控制处理器被连接到该组CMG并且被构造为-确定强制的零空间移动以避免奇异，以及-确定可选的零空间移动以增大可用的扭矩。尤其是，所述强制的零空间移动能够基于特定的万向节角度而被计算，并且能够通过增大逆雅克比控制矩阵被执行。
技术实现思路
因此，本专利技术的第一目的是提供姿态控制系统，该控制系统具有比已知姿态控制系统更低的复杂度，并且因此具有更低的成本，并且同时，具有更高的可靠性和稳定性。此外，本专利技术的第二目的是提供一种具有改进的奇异避免能力的姿态控制系统。这些和其他目的在以下方面通过本专利技术来完成，即本专利技术涉及在所附权利要求中限定的控制力矩陀螺组件、姿态控制单元和姿态控制系统。附图说明为了更好地理解本专利技术，仅仅是非限定性示例的优选实施例将参考附图而被说明(所有的附图不是按比例的)，其中：图1示意性示出了控制动量陀螺的工作原理；图2示意性示出了多重类型的控制动量陀螺集群；图3示意性示出了根据本专利技术的第一方面的优选实施例的控制动量陀螺；图4示意性示出了根据本专利技术的第二方面的第一优选实施例的控制动量陀螺集群；图5示出了图4的集群的三个控制动量陀螺的奇异表面；图6示意性示出了根据本专利技术的前述第二方面的第二优选实施例的控制动量陀螺集群；图7至9示出了根据如图4所示的集群的第一优选实施例的控制动量陀螺集群的在三个基准平面中的角动量包络线；图10示出了根据如图4所示的集群的所述第一优选实施例的控制动量陀螺集群的整体三维角动量包络线；图11示意性示出了根据本专利技术的第三方面的优选实施例的执行控制动量陀螺集群控制逻辑的卫星/航天器姿态控制系统；图12至14示出了根据如图4所示的集群的第二优选实施例的控制动量陀螺集群的在三个基准平面中的角动量包络线；图15和16示意性示出了由本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元被设计为：·安装在平台上以控制所述平台的姿态，以及·联接到控制力矩陀螺组件(4、6、120)，所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)被搭载安装在所述平台上并且包括四个或更多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)；所述姿态控制单元(110)被构造为：·基于平台的基准姿态轨线，选择被同时操作的三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止；·基于平台的基准姿态轨线和当前姿态，计算由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量；·基于由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量和未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的角动量，计算由选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供的三元组相关角动量；以及·同时操作选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，从而使得所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止。...

【技术特征摘要】
2013.12.23 IT TO2013A0010671.一种姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元被设计为：·安装在平台上以控制所述平台的姿态，以及·联接到控制力矩陀螺组件(4、6、120)，所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)被搭载安装在所述平台上并且包括四个或更多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)；所述姿态控制单元(110)被构造为：·基于平台的基准姿态轨线，选择被同时操作的三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止；·基于平台的基准姿态轨线和当前姿态，计算由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量；·基于由控制力矩陀螺组件(4、6、120)提供的总角动量和未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的角动量，计算由选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供的三元组相关角动量；以及·同时操作选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)，从而使得所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量，同时将未选定的控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)保持静止。2.根据权利要求1所述的姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元被构造为：·基于计算的三元组相关角动量和选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)的当前角位置和速度，计算被选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)使用的新的角位置和速度，从而选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量；以及·同时操作选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的万向节(32)，从而促使所述万向节(32)使用计算的所述新的角位置和速度，由此促使选定的所述三个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)提供计算的所述三元组相关角动量。3.一种姿态控制系统(100)，所述姿态控制系统被设计为被安装在平台上以控制所述平台的姿态，所述姿态控制系统包括如下的项目中的至少一个：·包括四个或更多个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)的控制力矩陀螺组件(4、6、120)；·根据权利要求1或2所述的姿态控制单元(110)，所述姿态控制单元联接到所述控制力矩陀螺组件(4、6、120)以控制其操作。4.根据权利要求3所述的姿态控制系统(100)，其中，每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)都具有相应的万向节(32)，所述万向节被机械地约束，从而能够在相应的万向节轴线上操作，以执行有限数量的整周旋转。5.根据权利要求4所述的姿态控制系统(100)，其中每个控制力矩陀螺(3、41、42、43、44、61、62、63、64)都被装备有相应的传感器，并且被联接到相应的挠性电缆(33)，以经由所述相应的挠性电缆接收电力供给并且经由所述相应的挠性电缆提供来...

【专利技术属性】
技术研发人员：马尔科·阿纳尼亚，多梅尼科·凯斯科尼，
申请(专利权)人：泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东有限责任公司，
类型：发明
国别省市：意大利,IT