本發(fā)明涉及衛(wèi)星載荷指向與控制領域，具體涉及到一種分離式電磁力耦合衛(wèi)星載荷的超靜指向操控問題，本發(fā)明提出了一種對載荷進行超靜指向操控設計與控制的方法。

背景技術：

衛(wèi)星載荷指向技術是衛(wèi)星的一個重要組成部分，在某些任務中起決定性作用。對于衛(wèi)星載荷的超靜指向要求，需要伺服機構提供小幅度高精度的控制力矩。傳統(tǒng)的u型電機伺服指向控制，由于伺服電機摩擦力的存在，使得載荷的指向精度有限，同時伺服電機是一種擾動源，將微振動傳遞給衛(wèi)星載荷，無法實現(xiàn)超靜要求，而且影響指向的穩(wěn)定度。傳統(tǒng)的噴氣機構可以提供大幅度脈沖力矩對載荷進行姿態(tài)控制，但是容易引起微振動，很難進行高精度指向，并且噴氣執(zhí)行機構要消耗工質，不適合長期工作。為了同時滿足衛(wèi)星載荷指向的高精度、高穩(wěn)定度及超靜要求，本發(fā)明提出了一種對載荷進行超靜指向操控設計與控制的方法。

各種傳統(tǒng)技術由于直接接觸衛(wèi)星載荷，容易引起載荷的微振動，極大地限制了衛(wèi)星載荷指向的穩(wěn)定度和精度。因此，在指向操控上，本發(fā)明采用了一種分離式電磁耦合的方法，衛(wèi)星載荷和衛(wèi)星本體不直接接觸，隔離本體微振動，保證載荷的超靜超穩(wěn)；采用電磁音圈作動器進行姿態(tài)指向控制，無需消耗工質，可長期使用，寬帶大，響應快速，可實現(xiàn)高精度和高穩(wěn)定度。

技術實現(xiàn)要素：

為了實現(xiàn)衛(wèi)星載荷的超靜指向操控，本發(fā)明利用若干分離式電磁音圈作動器對載荷進行三自由度的姿態(tài)精準操控，提高了衛(wèi)星載荷的指向精度和穩(wěn)定度，實現(xiàn)了超靜要求。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明公開了如下技術方案：

一種分離式電磁力耦合衛(wèi)星載荷指向操控方法，包括如下步驟：

s1將衛(wèi)星-載荷連接體與衛(wèi)星本體固連，若干分離式電磁音圈作動器磁鐵部分固定在衛(wèi)星載荷上，線圈部分與衛(wèi)星-載荷連接體固定連接；在衛(wèi)星載荷上安裝用于測量載荷的實際姿態(tài)角的星敏感器；在衛(wèi)星載荷上部安裝鏡筒，鏡筒是空間光學系統(tǒng)中的常用部件，起著遮光、固定和支撐相機鏡頭的作用；

s2對衛(wèi)星本體和衛(wèi)星載荷分別進行動力學建模，得到衛(wèi)星載荷的姿態(tài)角和衛(wèi)星本體對衛(wèi)星載荷的控制力矩的關系；

s3線圈通電，通過控制電流的大小，分離式電磁音圈作動器產生輸出力，合成控制力矩，用于控制姿態(tài)角運動；

s4根據(jù)該分離式電磁音圈作動器的工作原理及其動力學模型設計控制方法，得到系統(tǒng)的控制算法框圖，實現(xiàn)對衛(wèi)星載荷的超靜指向操控；

s5利用星敏感器測量姿態(tài)角，與期望的姿態(tài)角參考值比較，并將參考角位置與實際角位置的差值作為控制輸入，進行補償，當實際姿態(tài)角達到期望姿態(tài)角時，控制完成。

進一步的，所述步驟s1中，共采用八個分離式電磁音圈作動器，其中四個電磁音圈作動器沿衛(wèi)星載荷軸線在載荷底部四個角處對稱分布，另外四個作動器在衛(wèi)星載荷側面的中間位置處，沿載荷軸線以90°夾角安裝。

進一步的，所述衛(wèi)星-載荷連接體為u型結構，衛(wèi)星載荷和電磁音圈作動器置于連接體之上。

進一步的，所述分離式電磁音圈作動器磁鐵部分用螺栓安裝在衛(wèi)星載荷上，線圈部分與衛(wèi)星-載荷連接體用螺栓連接；衛(wèi)星載荷上的鏡筒采用螺栓連接。

進一步的，所述步驟s2中，對衛(wèi)星本體和衛(wèi)星載荷分別進行動力學建模前，首先建立衛(wèi)星載荷的參考坐標系用于對光軸的指向進行操控，八個作動器分為兩組，底部安裝的四個作動器控制載荷繞x軸和y軸的轉動，側面安裝的四個作動器控制載荷繞z軸的轉動。

進一步的，所述步驟s2中，對衛(wèi)星本體進行動力學建模時，將其看作剛體，參考坐標系為oxryrzr，不考慮環(huán)境因素的影響，模型如下：

其中，為衛(wèi)星本體執(zhí)行機構產生的控制力矩，為載荷對衛(wèi)星本體的反作用力矩，ix,iy,iz為衛(wèi)星本體的慣量矩，ψ,θ,分別為衛(wèi)星的偏航、俯仰和滾動角，ωx,ωy,ωz為衛(wèi)星繞參考坐標系的轉動角速度；

為使衛(wèi)星本體保持穩(wěn)定，即ωx,ωy,ωz＝0,衛(wèi)星本體的執(zhí)行機構來補償載荷對本體的影響，采用如公式(2)所示的控制律對衛(wèi)星本體進行穩(wěn)定控制：

則衛(wèi)星本體的動力學方程為：

從該方程中可看出，衛(wèi)星本體三通道姿態(tài)控制完全解耦，選取合適的微分參數(shù)和比例參數(shù)可使衛(wèi)星本體保持穩(wěn)定。

進一步的，所述步驟s2中，對衛(wèi)星載荷進行建模時，將其看作剛體，其參考坐標系為建立模型如下：

其中，為衛(wèi)星本體對載荷的控制力矩，且為載荷的慣量矩，ψp,θp,分別為載荷的偏航、俯仰和滾動角，為載荷繞其參考坐標系的轉動角速度；

假設衛(wèi)星載荷為正方體，則則動力學方程(4)中的耦合項消去，并采用小角度機動假設，假設,θp,ψp均為小量，忽略二階小項，故其模型化簡后為：

由于載荷要實現(xiàn)高精度指向，故其參考轉動角速度為零，參考姿態(tài)角為常值，即采用如公式(6)所示的控制律對其姿態(tài)角進行控制，將參考角位置與實際角位置的差值作為控制系統(tǒng)的輸入，故衛(wèi)星本體對載荷的控制力矩為:

則載荷的動力學方程為:

其中，為控制系統(tǒng)的微分參數(shù)和比例參數(shù)，從該式可看出，每個通道相互解耦，為二階系統(tǒng)，根據(jù)參數(shù)kd,kp的選擇，可確定姿態(tài)角的運動規(guī)律。

進一步的，所述控制姿態(tài)角運動進行補償時，衛(wèi)星載荷的實際角位置由星敏感器測量得出，反饋給控制系統(tǒng)，得出參考值與實際值的差值，進行補償；音圈模型假設為已知，如公式(8)所示：

f＝bil(8)

其中b,l為音圈作動器的固有屬性，當做已知量，i為通過線圈的電流大小，為控制變量，線圈通電之后，產生輸出力，設該力與軸線方向的垂直距離為d，形成沿載荷軸線方向的力矩，用于控制姿態(tài)角的偏差，進行補償。

本發(fā)明公開的一種分離式電磁力耦合衛(wèi)星載荷指向操控方法，具有以下有益效果：

本發(fā)明專利所提出的分離式電磁音圈作動器對衛(wèi)星載荷進行指向操控方法，通過調節(jié)電流大小可操控衛(wèi)星載荷的姿態(tài)角，使姿態(tài)角達到期望值。本發(fā)明中，衛(wèi)星載荷和衛(wèi)星本體并未直接接觸，因而不會傳遞微振動，實現(xiàn)了超靜要求，提高了指向的穩(wěn)定度。

附圖說明

圖1本發(fā)明方法流程圖；

圖2八個電磁音圈作動器安裝主視圖；

圖3八個電磁音圈作動器安裝俯視圖；

圖4控制算法框圖，其中，分別為載荷的比例參數(shù)和微分參數(shù)。

其中：

1.鏡筒，2.衛(wèi)星載荷，3.衛(wèi)星-載荷連接體，4.衛(wèi)星本體，5.音圈作動器，51-線圈部分，52-磁鐵部分。

具體實施方式

下面將對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

本發(fā)明的核心是提供一種分離式電磁力耦合衛(wèi)星載荷指向操控方法，實現(xiàn)衛(wèi)星載荷的超靜指向操控，利用若干分離式電磁音圈作動器對載荷進行三自由度的姿態(tài)精準操控，提高了衛(wèi)星載荷的指向精度和穩(wěn)定度，實現(xiàn)了超靜要求。

請參見圖1。

一種分離式電磁力耦合衛(wèi)星載荷指向操控方法，包括如下步驟：

s1將衛(wèi)星-載荷連接體3與衛(wèi)星本體4固連，若干分離式電磁音圈作動器5磁鐵部分52固定在衛(wèi)星載荷2上，線圈部分51與衛(wèi)星-載荷連接體3固定連接；在衛(wèi)星載荷2上合適的位置安裝用于測量載荷的實際姿態(tài)角的星敏感器；在衛(wèi)星載荷2上部安裝鏡筒1，鏡筒1是空間光學系統(tǒng)中的常用部件，起著遮光、固定和支撐相機鏡頭的作用；

s2對衛(wèi)星本體4(不包括載荷部分)和衛(wèi)星載荷2分別進行動力學建模，得到衛(wèi)星載荷2的姿態(tài)角和衛(wèi)星本體4對衛(wèi)星載荷2的控制力矩的關系；

s3線圈通電，通過控制電流的大小，分離式電磁音圈作動器5產生輸出力，合成控制力矩，用于控制姿態(tài)角運動；

s4根據(jù)該分離式電磁音圈作動器5的工作原理及其動力學模型設計控制方法，得到系統(tǒng)的控制算法框圖，實現(xiàn)對衛(wèi)星載荷的超靜指向操控；

s5利用星敏感器測量姿態(tài)角，與期望的姿態(tài)角參考值比較，并將參考角位置與實際角位置的差值作為控制輸入，進行補償，當實際姿態(tài)角達到期望姿態(tài)角時，控制完成。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述步驟s1中，共采用八個分離式電磁音圈作動器5，其中四個電磁音圈作動器5沿衛(wèi)星載荷2軸線在載荷底部四個角處對稱分布，另外四個作動器在衛(wèi)星載荷2側面的中間位置處，沿載荷軸線以90°夾角安裝。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述衛(wèi)星-載荷連接體2為u型結構，衛(wèi)星載荷2和電磁音圈作動器5置于連接體之上。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述分離式電磁音圈作動器5磁鐵部分52用螺栓安裝在衛(wèi)星載荷2上，線圈部分51與衛(wèi)星-載荷連接體3用螺栓連接；衛(wèi)星載荷2上的鏡筒1采用螺栓連接。

在衛(wèi)星運動過程中，不可避免的會產生振動，影響衛(wèi)星載荷2的指向精度，因此需要對光軸的指向進行操控。在本發(fā)明的一種實施例中，所述步驟s2對衛(wèi)星本體4和衛(wèi)星載荷2分別進行動力學建模前，首先建立衛(wèi)星載荷2的參考坐標系用于對光軸的指向進行操控，八個作動器分為兩組，底部安裝的四個作動器控制載荷繞x軸和y軸的轉動，側面安裝的四個作動器控制載荷繞z軸的轉動。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述步驟s2對衛(wèi)星本體4進行動力學建模時，將其看作剛體，參考坐標系為oxryrzr，如圖2所示，不考慮環(huán)境因素的影響，模型如下：

其中，為衛(wèi)星本體執(zhí)行機構產生的控制力矩，為載荷對衛(wèi)星本體2的反作用力矩，ix,iy,iz為衛(wèi)星本體4的慣量矩，ψ,θ,分別為衛(wèi)星的偏航、俯仰和滾動角，ωx,ωy,ωz為衛(wèi)星繞參考坐標系的轉動角速度；

為使衛(wèi)星本體2保持穩(wěn)定，即ωx,ωy,ωz＝0,衛(wèi)星本體4的執(zhí)行機構來補償載荷對本體的影響，采用如公式(2)所示的控制律對衛(wèi)星本體2進行穩(wěn)定控制：

則衛(wèi)星本體4(不包括載荷部分)的動力學方程為：

從該方程中可看出，衛(wèi)星本體4(不包括載荷部分)三通道姿態(tài)控制完全解耦，選取合適的微分參數(shù)和比例參數(shù)可使衛(wèi)星本體保持穩(wěn)定。

在本發(fā)明的一種實施例中，所述步驟s2對衛(wèi)星載荷2進行建模時，將其看作剛體，其參考坐標系為如圖2所示，建立模型如下：

其中，為衛(wèi)星本體4對載荷的控制力矩，且為載荷的慣量矩，ψp,θp,分別為載荷的偏航、俯仰和滾動角，為載荷繞其參考坐標系的轉動角速度；

假設衛(wèi)星載荷2為正方體，則則動力學方程(4)中的耦合項消去，并采用小角度機動假設，假設θp,ψp均為小量，忽略二階小項，故其模型化簡后為：

由于載荷要實現(xiàn)高精度指向，故其參考轉動角速度為零，參考姿態(tài)角為常值，即采用如公式(6)所示的控制律對其姿態(tài)角進行控制，將參考角位置與實際角位置的差值作為控制系統(tǒng)的輸入，故衛(wèi)星本體對載荷的控制力矩為:

則載荷的動力學方程為:

其中，為控制系統(tǒng)的微分參數(shù)和比例參數(shù)，從該式可看出，每個通道相互解耦，為二階系統(tǒng)，根據(jù)參數(shù)kd,kp的選擇，可確定姿態(tài)角的運動規(guī)律。

由于要求載荷具有高指向精度，但在干擾的作用下，載荷的姿態(tài)角偏離參考值。對音圈作動器5的線圈通電，形成控制力矩，用于調節(jié)姿態(tài)角的偏差。在本發(fā)明的一種實施例中，所述控制姿態(tài)角運動進行補償時，衛(wèi)星載荷2的實際角位置由星敏感器測量得出，反饋給控制系統(tǒng)，得出參考值與實際值的差值，進行補償；音圈模型假設為已知，如公式(8)所示：

f＝bil(8)

其中b,l為音圈作動器的固有屬性(b磁場強度，l共有長度)，當做已知量，i為通過線圈的電流大小，為控制變量，線圈通電之后，產生輸出力，設該力與軸線方向的垂直距離為d，形成沿載荷軸線方向的力矩，用于控制姿態(tài)角的偏差，進行補償。

參數(shù)設定：此環(huán)節(jié)需要確定電流大小與輸出力之間的關系。采用上述線性模型，測得所需的b,i,d等參數(shù)。還需設定的參數(shù)有公式(3)中的三個通道的微分參數(shù)和三個通道的比例參數(shù)以及公式(7)中三個通道的微分參數(shù)和三個通道的比例參數(shù)利用試湊法整定這幾個參數(shù)，先調節(jié)比例參數(shù)，再調節(jié)微分參數(shù)，這兩個步驟反復進行，直到滿足系統(tǒng)要求的性能為止。

相比背景技術中介紹的內容，本發(fā)明所提出的分離式電磁音圈作動器5對衛(wèi)星載荷2進行指向操控方法，通過調節(jié)電流大小可操控衛(wèi)星載荷2的姿態(tài)角，使姿態(tài)角達到期望值。本發(fā)明中，衛(wèi)星載荷2和衛(wèi)星本體4并未直接接觸，因而不會傳遞微振動，實現(xiàn)了超靜要求，提高了指向的穩(wěn)定度。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，而非對其限制；應當指出，盡管參照上述各實施例對本發(fā)明進行了詳細說明，本領域的普通技術人員應當理解，其依然可以對上述各實施例所記載的技術方案進行修改，或對其中部分或者全部技術特征進行等同替換；而這些修改和替換，并不使相應的技術方案的本質脫離本發(fā)明各實施例技術方案的范圍。