【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及，属于航天器姿态控 制领域。
技术介绍
目前，航天器姿态控制系统的执行机构主要包括三大类(1)推力器；(2)飞轮执 行机构包括反作用轮、(偏置)动量轮、框架动量轮和控制力矩陀螺；(3)环境力矩执行机 构。控制力矩陀螺(Control Moment Gyro, CMG)既可以产生较大的控制力矩，又可以实现 高精度的姿态控制，且不消耗不可再生的工质，是一种较为理想的航天器姿态控制执行机 构。单框架控制力矩陀螺(SGCMG)又因其只产生一个自由度的控制力矩、结构简单、输出力 矩大、动态响应好成为了灵敏小航天器姿态控制执行机构的最佳选择。传统研究中，SGCMG的框架轴是固联于星体上的，转子角动量方向的改变只能依赖 于框架绕框架轴的转动，从而达到力矩输出的目的。而单个的控制力矩陀螺只有一个自由 度的力矩输出能力，角动量轨迹只是平面上的圆，因此要进行航天器姿态的三轴稳定控制， 需要至少三个以上的控制力矩陀螺。多只陀螺组成的陀螺群系统通过不同方向的框架轴安 装，使不同框架角组合在空间可以有不同的角动量输出。同时SGCM^在应用中的主要缺点 是存在奇异问题，当所有...
【技术保护点】
一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，其特征在于：首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨对称分布。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张景瑞，罗杨，靳瑾，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]
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