田留德，赵建科，薛 勋，张周峰，龙江波，段亚轩

（中国科学院西安光学精密机械研究所，陕西 西安 710119）

0 引 言

在轨运行的航天器处于空间微重力环境下，对外是一个独立的系统，整个系统基本不受外力矩作用，系统角动量守恒[1]。航天器上任何一个部件角动量的变化都会给整个平台带来扰动，研究和测量转动部件的角动量输出对航天器姿态控制设计具有重要指导意义。如卫星姿态控制系统设计时，需要对各个飞轮的角动量输出以及多个飞轮的耦合输出进行精确测量[2-3]。因此，研究转动部件特别是多转动单元、多自由度耦合角动量输出的测量方法具有较大工程意义[4]。

1 测量原理

转动部件对其安装面的力学输出可以用力矩和角动量2个参数表示，这2个参数分别表示力学作用的瞬时效应和累积效应，两者可以通过微分或积分运算相互转换。测量和评估转动部件对其安装面的力学输出特性，可以通过测量输出力矩或输出角动量实现。但是，直接对输出力矩进行测试，系统需要较高的带宽，因此试验中往往对输出角动量进行测量，如果需要了解瞬时作用情况，则对输出角动量进行微分运算即可。

角动量计算公式为

式中：J——转动惯量；

ω——角速度。

由式（1）可知，具有单个转动单元的转动部件的角动量输出，可以通过测量转动单元的转动惯量和转动单元相对安装面的角速度实现。但是，对于多转动单元、多自由度以非正交方式耦合的情况，如果分别对各个转动单元角动量输出进行测量，然后通过耦合分析得到的综合输出会因中间环节过多而增大测试误差。……