专利摘要
一种航天器机动时双框架磁悬浮控制力矩陀螺(Double gimbal magnetically suspended control moment gyroscope，DGMSCMG)系统的力矩补偿控制方法，建立航天器机动时的DGMSCMG系统的磁悬浮转子、内框架及外框架动力学模型，设计一种力矩补偿控制方法消除各单体动力学模型中的耦合干扰力矩项，保障航天器机动时DGMSCMG系统的耦合干扰力矩得以补偿，并实现DGMSCMG系统的稳定性控制，提高航天器姿态控制的稳定性及精度。本发明可有效消除航天器机动时DGMSCMG系统的耦合干扰力矩，保障DGMSCMG系统的稳定性控制，进而实现航天器姿态控制的稳定性及精度。
说明书
技术领域
本发明涉及一种航天器机动时双框架磁悬浮控制力矩陀螺(Double gimbal magnetically suspended control moment gyroscope，DGMSCMG)系统的力矩补偿控制方法，可以用于补偿航天器机动时DGMSCMG系统耦合干扰力矩的影响，实现对DGMSCMG系统的稳定性控制，进而提高航天器姿态控制的稳定性及精度。
背景技术
控制力矩陀螺是空间站等高精度、长寿命大型航天器的关键姿态执行机构，其中框架自由度和高速转子支承方式是决定控制力矩陀螺性能的两个最重要因素。双框架磁悬浮控制力矩陀螺由永磁偏置混合磁轴承支承的磁悬浮高速转子和内、外框架伺服系统组成。通过内、外框架的转动，强制高速转子角动量方向发生改变，对外输出陀螺力矩。双框架磁悬浮控制力矩陀螺综合了磁悬浮和双框架两方面优点，不仅满足高精度、长寿命要求，还可以减小姿控执行机构的体积和质量，是航天器实现高精度和快速机动的理想姿控执行机构。
由于航天器及框架在进行高动态响应时，航天器及框架运动引起的强耦合力矩作用在磁悬浮转子上，导致磁悬浮高速转子轴心跳动加大，稳定性显著降低甚至失稳；航天器姿态机动及转子的径向运动又对框架运动构成扰动，降低框架的响应速度，进而影响DGMSCMG的输出力矩精度；同时框架运动及转子的径向运动较大时也会降低航天器姿态控制的精度。基于DGMSCMG的航天器姿态控制中，必须对其耦合干扰力矩加以补偿和控制，以保障磁悬浮转子系统的稳定性，同时提高内外框架系统的响应速度，进而提高DGMSCMG的力矩输出精度。
航天器机动时DGMSCMG系统的动力学更加复杂，各单体间的耦合影响更加严重。第一，航天器机动时DGMSCMG系统中任一单体的动力学方程中均包含其他单体相对运动导致的耦合干扰力矩项，同时此单体的相对运动也将引起其他单体的相对运动，各单体的动力学间相互耦合；第二，由于DGMSCMG引入了有间隙的磁轴承支承，磁悬浮转子增加了五自由度运动，并且转子运动不仅取决于轴承力，同时还受框架及航天器运动的影响；第三，内、外框之间存在陀螺效应导致的动力学耦合，即内、外框互锁现象，且这种动力学耦合不仅取决于框架运动，还与航天器运动及磁悬浮转子的径向转动有关；第四，航天器机动时，DGMSCMG的陀螺耦合力矩与航天器角速度及内框角位移的余弦成正比，为非线性系统，增加了控制难度。
现有技术中，通过直接提高磁轴承控制中的闭环刚度可有效抑制耦合干扰力矩的影响，然而由于强耦合力矩对磁悬浮转子的扰动较大，相应要求磁轴承控制具有很高的闭环刚度，但磁轴承刚度过高容易导致磁悬浮转子不稳定，因而不适用；另外现有技术中还采用一种复合控制方法抑制静基座下DGMSCMG系统的动框架效应(参见“双框架磁悬浮控制力矩陀螺动框架效应补偿方法”，机械工程学报，2010，46(2)：159-165)，但没有考虑航天器机动时DGMSCMG系统耦合干扰力矩的补偿，当航天器快速机动时对DGMSCMG系统的耦合干扰力矩较大，而复合控制的补偿精度不够，因而不能沿用；除此以外，机械支承的控制力矩陀螺不存在转子运动与其他单体的耦合问题，因而现有技术不能提供可借鉴的补偿方案。
发明内容
本发明的技术解决间题是：克服现有方法直接提高磁轴承的闭环刚度抑制耦合干扰力矩和静基座下对DGMSCMG动框架效应的复合补偿控制的缺陷，提出一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法，能有效抑制磁悬浮转子位移加大，同时消除航天器及框架转动引起的磁悬浮转子对它们的反作用，以及消除两框间的运动学耦合，在保持磁悬浮高速转子稳定性的同时，提高了框架系统的响应速度和航天器姿态控制的稳定性和精度。
本发明的技术解决方案是：一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法，包括下列步骤：
(1)建立航天器机动时DGMSCMG系统磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架轴和外框架轴的动力学模型分别为：
上式中 分别为航天器角速度ωib在磁悬浮转子的内环坐标系x、y向的分量， 为航天器角加速度 在磁悬浮转子的内环坐标系x、y向的分量， 分别为 在内框架坐标系x、y向的分量， 为 在外框架坐标系y向的分量，θg为内框架转动角， 和 分别为内、外框架转动的角速度， 和 分别为内、外框架转动的角加速度， 分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角速度， 分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角加速度，Jrr为磁悬浮转子径向即x或y向的转动惯量，Jgx、Jgy分别为内框架x、y向的转动惯量，Jjy为外框架y向的转动惯量，Hrz为转子角动量，px、py、pgx和pjy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架方向的主动控制力矩；
(2)根据步骤(1)中的动力学模型，确定磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的耦合干扰力矩分别为：
和
其中Mgchx、Mgchy、Mgcgx、Mgcjy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的陀螺耦合力矩，Michx、Michy、Micgx、Micjy分别为磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的惯性耦合力矩；
(3)利用DGMSCMG的控制系统补偿DGMSCMG系统的耦合干扰力矩，实现航天器机动时DGMSCMG系统的控制，其中得到的磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架各控制单元中的陀螺力矩补偿量和惯性力矩补偿量分别为：
和
其中 和 分别为姿控计算机给定的内、外框角速率微分值， 和 分别为内、外框架控制单元中角位移传感器输出的位移信号， 和 分别为 和 的微分， 和 分别为内、外框角位移传感器的灵敏度，kir和kwr分别为磁轴承电流刚度和磁轴承功放的电流放大倍数，kig和kwg分别为内框力矩电机的力矩系数和内框功放的电流放大倍数，kij和kwj分别为外框力矩电机的力矩系数和外框功放的电流放大倍数。
本发明与现有技术相比的优点在于：(1)在磁悬浮转子和内、外框控制单元的基础上增加力矩补偿单元，不需要提高磁轴承刚度，而且结构简单，易于实现；(2)通过力矩补偿控制能有效补偿掉航天器机动时对磁悬浮转子和内、外框架的耦合干扰力矩，消除了各单体间的耦合，实现了航天器机动时DGMSCMG中磁悬浮转子系统的稳定性控制，并提高了框架系统的响应速度，进而保证了输出力矩的精度。
附图说明
图1为本发明的流程图；
图2为本发明的DGMSCMG系统及各坐标系示意图；
图3为本发明的航天器机动时的DGMSCMG的控制系统框图。
具体实施方式
为方便航天器机动时DGMSCMG系统的动力学建模，DGMSCMG系统及各坐标系示意图如图2所示。其中定义Oxbybzb为航天器本体坐标系，Oxjyjzj、Oxgygzg分别为DGMSCMG系统的外框架坐标系和内框架坐标系。Oxdydzd、Oxhyhzh分别为磁悬浮转子的定子坐标系和内环坐标系。
(1)建立航天器机动时DGMSCMG系统磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架轴和外框架轴的动力学模型
利用动量矩定理在内环坐标系、内框架坐标系和外框架坐标系下分别建立航天器机动时DGMSCMG系统的磁悬浮转子、内框架及外框架的动力学模型如下：
(a)利用动量矩定理在内环坐标系中建立航天器机动时DGMSCMG系统磁悬浮转子的动力学模型为：
上式中 分别为航天器角速度ωib在内环坐标系x、y向的分量， 分别为航天器角加速度 在内环坐标系x、y和z向的分量，θg为内框架转动角， 和 分别为内、外框架转动的角速度， 和 分别为内、外框架转动的角加速度， 分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角速度， 分别为内环坐标系相对定子坐标系x、y向的角加速度，Ω为磁悬浮转子转速，单位rad/s，Jrr和Jrz分别为转子径向(x或y向)和轴向的转动惯量，Hrz＝JrzΩ为转子角动量，px、py和pz分别为磁轴承和电机的控制力矩在内环坐标系的分量。
(b)利用动量矩定理在内框架坐标系中建立航天器机动时DGMSCMG系统内框架的动力学模型为：
上式中 和 分别为 在内框架坐标系x、y和z向的分量，Jgx、Jgy和Jgz分别为内框架各坐标轴方向的转动惯量，pgx、pgy和pgz分别为外框架作用在内框架坐标系的力矩分量。
(c)利用动量矩定理在外框架坐标系中建立航天器机动时DGMSCMG系统外框架的动力学模型为：
上式中 和 分别为 在外框架坐标系x、y和z向的分量，Jjx、Jjy和Jjz分别为外框架各坐标轴方向的转动惯量，pjx、pjy和pjz分别为航天器作用在外框坐标系的力矩分量。
(d)利用步骤(1)中磁悬浮转子动力学方程可求出px与py，依次代入步骤(b)、(c)中的内框架和外框架动力学方程可得pgx、pgy、pgz及pjx、pjy、pjy。忽略高阶乘积项的磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架轴和外框架轴的动力学模型为：
(2)根据步骤(1)中的动力学模型，确定磁轴承x方向、磁轴承y方向、内框架和外框架的耦合干扰力矩
基于步骤(1)中的动力学模型，将耦合干扰力矩划分为陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩，其中陀螺耦合力矩正比于航天器及框架角速率，惯性耦合力矩与航天器及框架的角加速度成正比，各单体的陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩分别为：
一种航天器机动时DGMSCMG系统的力矩补偿控制方法专利购买费用说明
Q：办理专利转让的流程及所需资料
A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。
1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。
2：按规定缴纳著录项目变更手续费。
3：同时提交相关证明文件原件。
4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。
Q:专利著录项目变更费用如何缴交
A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式
Q：专利转让变更，多久能出结果
A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。
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