[发明专利]卫星分布式载荷的编队方法

摘要

本发明公开了一种卫星分布式载荷的编队方法，用于解决现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的技术问题。技术方案是根据任务需求不同，在同一颗卫星的不同位置处布置分布式载荷，载荷编队由一个主载荷和若干个从载荷组成，编队中所有载荷协同工作，完成给定任务。采用分离式Stewart驱动平台将卫星本体与载荷相连接，分离式电磁音圈作动器代替可伸缩支腿作为执行机构，采用比例微分(PD)控制律，对分布式载荷进行编队控制。该方法满足了分布式光学成像等大口径光学应用系统提出的高精度、高稳定度、超静力学环境等要求，可完成多种空间任务；同时执行机构不消耗工质，不引起微振动，且无需卸载，有效提高了卫星载荷的控制精度。

主权项

1.一种卫星分布式载荷的编队方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、确定卫星上各个部件的位置及其连接方式；设计分离式Stewart驱动平台(4)；所述分离式Stewart驱动平台(4)以立方体的两个斜界面作为上、下平台，立方体的六条棱作为分离式Stewart驱动平台(4)的六个支腿；采用六个分离式电磁音圈作动器(2)控制分布式载荷的六自由度运动；卫星本体(5)分别与分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相连，所述分离式Stewart驱动平台(4)的下平台部分与卫星本体(5)相连，分离式Stewart驱动平台(4)的上平台部分与分布式主载荷(1)相连；分离式电磁音圈作动器(2)与分离式Stewart驱动平台(4)之间采用螺栓连接；步骤二、确定分布式载荷的相对位置和相对姿态；在分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)上分别安装星敏感器，用于测量载荷相对于惯性坐标系的姿态信息，并利用坐标转换关系，得到需要的相对姿态信息；在分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)上安装干涉激光器，用于测量相对位置信息；步骤三、卫星本体(5)的姿态动力学建模与控制；参考坐标系选取卫星本体坐标系Oxyz，将卫星本体(5)当作刚体模型，采用小角度机动假设，即姿态角均为小量，其正弦值为0，余弦值为1，两个小量的乘积忽略，将模型线性化，其模型如下：其中，ω_x,ω_y,ω_z分别为卫星本体(5)绕参考坐标系Oxyz三轴的转动角速度，分别为卫星的偏航、俯仰和滚动角，为卫星本体的惯量矩，为卫星本体(5)姿态控制执行机构产生的控制力矩，为分布式主载荷(1)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩，为第一个分布式从载荷(3)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩，为第二个分布式从载荷(6)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩；为使卫星本体(5)保持稳定，即卫星本体(5)的姿态控制执行机构用来补偿分布式载荷对卫星本体(5)的影响，采用公式(2)对卫星本体(5)进行稳定控制：加入控制力矩后，卫星本体(5)的动力学模型为：其中，为卫星本体(5)姿态控制三通道的微分参数，为卫星本体(5)姿态控制三通道的比例参数；步骤四、分布式载荷的位置和姿态的动力学建模；将卫星上的分布式主载荷(1)看作刚体，参考坐标系为分布式主载荷(1)的本体坐标系O^p1x^p1y^p1z^p1，假设分布式主载荷(1)为正方体，则同样的采用小角度机动假设，将模型线性化，其姿态模型如下：其中，为分布式主载荷(1)绕参考坐标系O^p1x^p1y^p1z^p1的转动角速度，为分布式主载荷(1)的偏航、俯仰和滚动角，为分布式主载荷(1)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对分布式主载荷(1)的控制力矩，且以卫星本体坐标系Oxyz为参考坐标系，建立分布式主载荷(1)的位置模型；假设分布式主载荷(1)只受到分离式Stewart驱动平台(4)通过分离式电磁音圈作动器(2)施加的力和力矩，并假设载荷为刚体，建立的位置模型如下：其中，为分布式主载荷(1)质心相对于卫星本体(5)的速度，x₁,y₁,z₁为分布式主载荷(1)质心相对于卫星本体(5)的位置，m₁为分布式主载荷(1)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给分布式主载荷(1)的控制力；将第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)看作刚体，姿态建模时分别选取第一个分布式从载荷(3)的本体坐标系O^p2x^p2y^p2z^p2和第二个分布式从载荷(6)的本体坐标系O^p3x^p3y^p3z^p3为参考坐标系；位置建模时选取分布式主载荷(1)的本体坐标系O^p1x^p1y^p1z^p1为参考坐标系，建立模型分别为：其中，为第一个分布式从载荷(3)绕参考坐标系O^p2x^p2y^p2z^p2的转动角速度，为第一个分布式从载荷(3)的偏航、俯仰和滚动角，为第一个分布式从载荷(3)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对第一个分布式从载荷(3)的控制力矩，且为第一个分布式从载荷(3)质心相对于分布式主载荷(1)的速度，x₂,y₂,z₂为第一个分布式从载荷(3)质心相对于分布式主载荷(1)的位置，m₂为第一个分布式从载荷(3)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给第一个分布式从载荷(3)的控制力；其中，为第二个分布式从载荷(6)绕参考坐标系O^p3x^p3y^p3z^p3的转动角速度，为第二个分布式从载荷(6)的偏航、俯仰和滚动角，为第二个分布式从载荷(6)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对第二个分布式从载荷(6)的控制力矩，且为第二个分布式从载荷(6)质心相对于分布式主载荷(1)的速度，x₃,y₃,z₃为第二个分布式从载荷(6)质心相对于分布式主载荷(1)的位置，m₃为第二个分布式从载荷(6)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给第二个分布式从载荷(6)的控制力；步骤五、分布式主载荷(1)相对于卫星本体的位置和姿态的确定；采用干涉激光器得到分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的位置关系，并将其投影在卫星本体坐标系Oxyz中，得到分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的位置为[x₁,y₁,z₁]^T；用星敏感器测得分布式主载荷(1)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为卫星本体(5)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为假设卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A₀，分布式主载荷本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A₁；由于这两个坐标变换矩阵均为标准正交矩阵，即有A^T＝A^‑1，故分布式主载荷本体坐标系相对于卫星本体坐标系的变换矩阵分别为所以分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的姿态角分别为：步骤六、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的位置和姿态的确定；采用干涉激光器得到第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的位置关系，并将其投影在分布式主载荷(1)的本体坐标系O^p1x^p1y^p1z^p1中，得到两个从载荷相对于主载荷的位置分别为：[x₂,y₂,z₂]^T、[x₃,y₃,z₃]^T；用星敏感器测得分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角分别为和假设分布式主载荷(1)本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A₁，第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)的本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵分别为A₂和A₃；则第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)本体坐标系相对于分布式主载荷(1)本体坐标系的变换矩阵分别为和所以第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的姿态角分别为：步骤七、分布式载荷编队的控制方法；在完成某一任务时，要求将参考姿态和位置与实际姿态和位置的差值作为控制系统输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器(2)对分布式主载荷(1)产生的控制力和控制力矩应为：其中，为分布式主载荷(1)位置控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷(1)位置控制中三通道的比例参数；为分布式主载荷(1)姿态控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷(1)姿态控制中三通道的比例参数；其次，要求将第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的参考姿态和位置与其相对于分布式主载荷(1)的实际姿态和位置的差值作为控制系统的输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器(2)对第一个分布式从载荷(3)产生的控制力和控制力矩应为：其中，为第一个分布式从载荷(3)位置控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷(3)位置控制中三通道的比例参数；为第一个分布式从载荷(3)姿态控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷(3)姿态控制中三通道的比例参数；采用比例微分控制方法，分离式电磁音圈作动器(2)对第二个分布式从载荷(6)产生的控制力和控制力矩为：其中，为第二个分布式从载荷(6)位置控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷(6)位置控制中三通道的比例参数；为第二个分布式从载荷(6)姿态控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷(6)姿态控制中三通道的比例参数；步骤八、分离式电磁音圈作动器(2)作为执行机构产生控制力和控制力矩；分离式电磁音圈作动器(2)的模型假设为已知，通电电流与产生的输出力的关系如公式(13)所示：F＝BIL  (13)其中B,L为分离式电磁音圈作动器的固有属性，当做已知量，I为通过线圈的电流，为可控变量；进行姿态控制时，设某一作动器的输出力与轴线方向的垂直距离为d，形成沿该载荷轴线方向的力矩，用于控制姿态角的偏差；步骤九、部分参数的设定；利用试凑法整定步骤七中所有比例微分参数，先调节比例参数，再调节微分参数，这两个步骤反复进行，直到满足系统要求的性能为止；同时，完成步骤八中分离式电磁音圈作动器(2)的固有参数B和L的测定，以及分离式电磁音圈作动器(2)相对于分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)的轴线垂直距离d的测量。