臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法及控制系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法及控制系統(tǒng)，涉及工業(yè)自動化領(lǐng)域，解決了現(xiàn)有臂式空間天文望遠鏡慣性指向的控制方法存在的慣性指向控制精度低的問題。該控制系統(tǒng)包括控制器；與控制器電連接的望遠鏡慣性位置傳感器；與控制器電連接且與旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)個數(shù)相等的關(guān)節(jié)位置傳感器、電機驅(qū)動電路、電機電流傳感器和關(guān)節(jié)慣性速度傳感器；每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)上均固定有一個關(guān)節(jié)電機，同一個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)上的關(guān)節(jié)電機和關(guān)節(jié)位置傳感器之間為機械連接，每個關(guān)節(jié)電機分別與一個電機驅(qū)動電路和一個電機電流傳感器電連接。依據(jù)臂式空間天文望遠鏡的動力學(xué)模型設(shè)計控制算法和完成非線性項的補償，通過關(guān)節(jié)慣性速度傳感器實現(xiàn)每個關(guān)節(jié)的閉環(huán)反饋，提高慣性指向控制精度。
【專利說明】臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法及控制系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及工業(yè)自動化【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種臂式空間天文望遠鏡的慣性指向 控制方法及控制系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002] 空間天文望遠鏡搭載于衛(wèi)星或飛船等空間飛行器上完成對宇宙天體的拍攝任務(wù)， 是天文學(xué)所需的一種極為重要的探測儀器。為實現(xiàn)高清晰天體成像，一般要求空間天文望 遠鏡具有較高精度的慣性指向能力。臂式空間天文望遠鏡一般包括空間天文望遠鏡2和臂 式機構(gòu)，其中臂式機構(gòu)由多個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)4串聯(lián)組成，臂式機構(gòu)一端安裝于空間飛行器1上， 另一端安裝于空間天文望遠鏡2上。在臂式空間天文望遠鏡的天文觀測過程中，通過控制 臂式機構(gòu)的多個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)4運動，從而使得空間天文望遠鏡2完成在慣性系下三個旋轉(zhuǎn)自 由度方向（俯仰、橫滾和偏航）的慣性指向。
[0003] 目前臂式空間天文望遠鏡慣性指向的控制方法主要是將每一個旋轉(zhuǎn)自由度分別 按照互相之間無關(guān)聯(lián)的單輸入單輸出線性控制系統(tǒng)來處理，采用古典控制理論中的頻域分 析方法完成控制系統(tǒng)設(shè)計。上述的現(xiàn)有臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法存在以下 幾方面會導(dǎo)致慣性指向控制精度下降的因素：
[0004] 1)由于臂式空間天文望遠鏡實質(zhì)上是互相耦合的多輸入多輸出非線性控制系統(tǒng)， 設(shè)計控制系統(tǒng)時所參考的模型的不確切會導(dǎo)致慣性指向控制精度下降；
[0005] 2)由于現(xiàn)有方法很少考慮摩擦和執(zhí)行器的非線性擾動等因素的影響，由于一般情 況下，臂式空間天文望遠鏡慣性指向系統(tǒng)多為低速控制系統(tǒng)，摩擦等非線性擾動會嚴重影 響慣性指向控制精度；
[0006] 3)現(xiàn)有方法的轉(zhuǎn)速環(huán)不具有慣性穩(wěn)定能力，因此對空間飛行器傳遞至空間天文望 遠鏡的振動抑制能力較弱，也將使得慣性指向控制精度下降。
[0007] 因此亟需一種能夠針對互相耦合多輸入多輸出非線性系統(tǒng)、在摩擦等非線性擾動 以及空間飛行器振動影響下實現(xiàn)臂式空間天文望遠鏡高精度慣性指向的控制方法及控制 系統(tǒng)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 為了解決現(xiàn)有臂式空間天文望遠鏡慣性指向的控制方法存在的慣性指向控制精 度低的問題，本發(fā)明提供一種臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法及控制系統(tǒng)。本發(fā) 明的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法可以削弱互相耦合多輸入多輸出非線性系 統(tǒng)、摩擦等非線性擾動以及空間飛行器振動對控制系統(tǒng)存在的不利影響，提高臂式空間天 文望遠鏡的慣性指向控制精度。
[0009] 本發(fā)明為解決技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案如下：
[0010] 本發(fā)明的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法，該方法是將臂式空間天文望 遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)安裝在臂式空間天文望遠鏡和空間飛行器上，對臂式空間天文望 遠鏡的慣性指向進行自動控制，該方法的條件和步驟如下：
[0011] a、依據(jù)事先經(jīng)過分析或試驗得到的臂式空間天文望遠鏡的包含非線性因素的動 力學(xué)模型，采用反饋線性化方法，得到分別對應(yīng)于每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的單輸入單輸出線性化模 型和非線性補償力矩；
[0012] b、依據(jù)每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的單輸入單輸出線性化模型設(shè)計完成每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流 環(huán)控制算法、速度環(huán)控制算法和位置環(huán)控制算法，將這三個控制算法和步驟a中得到的每 個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的非線性補償力矩存儲于控制器中；
[0013] c、控制器接收來自于空間飛行器的期望慣性姿態(tài)指令信號，包括俯仰、橫滾和偏 航三個旋轉(zhuǎn)自由度的期望角度值，望遠鏡慣性位置傳感器實時測量空間天文望遠鏡光軸的 實際慣性姿態(tài)信號，采用卡爾曼濾波算法對空間天文望遠鏡光軸的實際慣性姿態(tài)信號進行 計算得到更加精確的慣性姿態(tài)信號，包括俯仰、橫滾和偏航三個旋轉(zhuǎn)自由度的角度值；
[0014] d、在控制器中將期望慣性姿態(tài)指令信號與精確的慣性姿態(tài)信號相減，即將俯仰、 橫滾和偏航三個旋轉(zhuǎn)自由度的期望角度值分別減去各自對應(yīng)自由度的角度值，得到空間天 文望遠鏡光軸的慣性姿態(tài)誤差；
[0015] e、每個關(guān)節(jié)位置傳感器實時測量得到對應(yīng)的關(guān)節(jié)電機的旋轉(zhuǎn)角度信號，通過控制 器中的逆運動學(xué)計算模塊以空間天文望遠鏡光軸的慣性姿態(tài)誤差、關(guān)節(jié)電機的旋轉(zhuǎn)角度信 號作為輸入信號，經(jīng)過旋轉(zhuǎn)矩陣計算得到對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的關(guān)節(jié)角誤差值；
[0016] f、在控制器中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的關(guān)節(jié)角誤差值作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的位置環(huán)控制算法的 控制輸入，經(jīng)過計算得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)速度環(huán)的控制輸入；
[0017] g、每個關(guān)節(jié)慣性速度傳感器實時測量得到對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)相對于慣性系的角速 度信號，在控制器中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)速度環(huán)的控制輸入減去對應(yīng)于該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)相對于慣性系的 角速度信號，得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的慣性角速度誤差值；
[0018] h、在控制器中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的慣性角速度誤差值作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的速度環(huán)控制算 法的控制輸入，經(jīng)過計算得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)電流環(huán)的第一個控制輸入；
[0019] i、將步驟a中得到的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的非線性補償力矩作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)電流環(huán)的第二 個控制輸入；
[0020] j、在控制器中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)電流環(huán)的第一個控制輸入和第二控制輸入相加得到該 旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流環(huán)的總控制輸入；
[0021] k、電機電流傳感器實時測量得到每個關(guān)節(jié)電機的電流信號，每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流 環(huán)的總控制輸入減去對應(yīng)于該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的關(guān)節(jié)電機的電流信號，得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流 誤差；
[0022] 1、在控制器中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流誤差作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的電流環(huán)控制算法的控制 輸入，經(jīng)過計算得到關(guān)節(jié)電機的輸入電壓值；
[0023] m、將關(guān)節(jié)電機的輸入電壓施加于電機驅(qū)動電路，電機驅(qū)動電路產(chǎn)生驅(qū)動電壓信號 控制關(guān)節(jié)電機旋轉(zhuǎn)，同時通過關(guān)節(jié)電機控制旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)旋轉(zhuǎn)，從而帶動空間天文望遠鏡運動 至期望慣性姿態(tài)。
[0024] 所述臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，包括與空間飛行器電連接的控制 器；安裝在空間天文望遠鏡上且與控制器電連接的望遠鏡慣性位置傳感器；與控制器電連 接且與臂式空間天文望遠鏡中的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)個數(shù)相等的關(guān)節(jié)位置傳感器、電機驅(qū)動電路、電 機電流傳感器和關(guān)節(jié)慣性速度傳感器，每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)上對應(yīng)固定一個關(guān)節(jié)位置傳感器和一 個關(guān)節(jié)慣性速度傳感器；
[0025] 每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)上均固定有一個關(guān)節(jié)電機，同一個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)上的關(guān)節(jié)電機和關(guān)節(jié)位 置傳感器之間為機械連接，每個關(guān)節(jié)電機分別與一個電機驅(qū)動電路和一個電機電流傳感器 電連接；
[0026] 所述控制器接收空間飛行器的期望慣性姿態(tài)指令信號，接收由關(guān)節(jié)位置傳感器測 量得到的關(guān)節(jié)電機的旋轉(zhuǎn)角度信號，接收由電機電流傳感器測量得到的關(guān)節(jié)電機的電流信 號，接收由關(guān)節(jié)慣性速度傳感器測量得到的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)相對于慣性系的角速度信號，接收由 望遠鏡慣性位置傳感器測量得到的空間天文望遠鏡光軸的實際慣性姿態(tài)信號，通過控制器 對接收到的信號進行分析計算得到控制信號發(fā)送給電機驅(qū)動電路，所述電機驅(qū)動電路接收 控制信號后產(chǎn)生驅(qū)動電壓信號控制關(guān)節(jié)電機旋轉(zhuǎn)，同時通過關(guān)節(jié)電機控制旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)旋轉(zhuǎn)， 從而帶動空間天文望遠鏡運動至期望慣性姿態(tài)。
[0027] 當(dāng)旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的數(shù)量為三個時，步驟a的具體過程為：
[0028] 采用拉格朗日方法，通過分析計算建立臂式空間天文望遠鏡的動力學(xué)模型，如式 (1)所示：
[0029]

【權(quán)利要求】
1.臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法，其特征在于，該方法是將臂式空間天文 望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)安裝在臂式空間天文望遠鏡和空間飛行器（1)上，對臂式空間 天文望遠鏡的慣性指向進行自動控制，該方法的條件和步驟如下： a、 依據(jù)事先經(jīng)過分析或試驗得到的臂式空間天文望遠鏡的包含非線性因素的動力學(xué) 模型，采用反饋線性化方法，得到分別對應(yīng)于每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的單輸入單輸出線性化模 型和非線性補償力矩； b、 依據(jù)每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的單輸入單輸出線性化模型設(shè)計完成每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的電 流環(huán)控制算法、速度環(huán)控制算法和位置環(huán)控制算法，將這三個控制算法和步驟a中得到的 每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的非線性補償力矩存儲于控制器（3)中； c、 控制器（3)接收來自于空間飛行器（1)的期望慣性姿態(tài)指令信號，包括俯仰、橫滾和 偏航三個旋轉(zhuǎn)自由度的期望角度值，望遠鏡慣性位置傳感器（10)實時測量空間天文望遠 鏡（2)光軸的實際慣性姿態(tài)信號，采用卡爾曼濾波算法（11)對空間天文望遠鏡（2)光軸的 實際慣性姿態(tài)信號進行計算得到更加精確的慣性姿態(tài)信號，包括俯仰、橫滾和偏航三個旋 轉(zhuǎn)自由度的角度值； d、 在控制器（3)中將期望慣性姿態(tài)指令信號與精確的慣性姿態(tài)信號相減，即將俯仰、 橫滾和偏航三個旋轉(zhuǎn)自由度的期望角度值分別減去各自對應(yīng)自由度的角度值，得到空間天 文望遠鏡（2)光軸的慣性姿態(tài)誤差； e、 每個關(guān)節(jié)位置傳感器（6)實時測量得到對應(yīng)的關(guān)節(jié)電機（5)的旋轉(zhuǎn)角度信號，通過 控制器（3)中的逆運動學(xué)計算模塊（12)以空間天文望遠鏡（2)光軸的慣性姿態(tài)誤差、關(guān)節(jié) 電機（5)的旋轉(zhuǎn)角度信號作為輸入信號，經(jīng)過旋轉(zhuǎn)矩陣計算得到對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的關(guān) 節(jié)角誤差值； f、 在控制器（3)中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的關(guān)節(jié)角誤差值作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的位置環(huán)控制 算法（13)的控制輸入，經(jīng)過計算得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)速度環(huán)的控制輸入； g、 每個關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)實時測量得到對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)相對于慣性系的角 速度信號，在控制器（3)中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)速度環(huán)的控制輸入減去對應(yīng)于該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4) 相對于慣性系的角速度信號，得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的慣性角速度誤差值； h、 在控制器（3)中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的慣性角速度誤差值作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的速度環(huán) 控制算法（14)的控制輸入，經(jīng)過計算得到每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)電流環(huán)的第一個控制輸入； i、 將步驟a中得到的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的非線性補償力矩作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)電流環(huán)的第 二個控制輸入； j、 在控制器（3)中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)電流環(huán)的第一個控制輸入和第二控制輸入相加得到 該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的電流環(huán)的總控制輸入； k、 電機電流傳感器（8)實時測量得到每個關(guān)節(jié)電機（5)的電流信號，每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4) 的電流環(huán)的總控制輸入減去對應(yīng)于該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的關(guān)節(jié)電機（5)的電流信號，得到每個 旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的電流誤差； l、 在控制器（3)中將旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的電流誤差作為該旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的電流環(huán)控制算法 (15)的控制輸入，經(jīng)過計算得到關(guān)節(jié)電機（5)的輸入電壓值； m、 將關(guān)節(jié)電機（5)的輸入電壓施加于電機驅(qū)動電路（7)，電機驅(qū)動電路（7)產(chǎn)生驅(qū)動電 壓信號控制關(guān)節(jié)電機（5)旋轉(zhuǎn)，同時通過關(guān)節(jié)電機（5)控制旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)旋轉(zhuǎn)，從而帶動空 間天文望遠鏡（2)運動至期望慣性姿態(tài)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法，其特征在于，所 述臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，包括與空間飛行器（1)電連接的控制器（3); 安裝在空間天文望遠鏡（2)上且與控制器（3)電連接的望遠鏡慣性位置傳感器（10);與控 制器（3)電連接且與臂式空間天文望遠鏡中的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)個數(shù)相等的關(guān)節(jié)位置傳感器 (6) 、電機驅(qū)動電路（7)、電機電流傳感器（8)和關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)，每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4) 上對應(yīng)固定一個關(guān)節(jié)位置傳感器（6)和一個關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9); 每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)上均固定有一個關(guān)節(jié)電機（5)，同一個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)上的關(guān)節(jié)電機 (5)和關(guān)節(jié)位置傳感器（6)之間為機械連接，每個關(guān)節(jié)電機（5)分別與一個電機驅(qū)動電路 (7) 和一個電機電流傳感器⑶電連接； 所述控制器（3)接收空間飛行器（1)的期望慣性姿態(tài)指令信號，接收由關(guān)節(jié)位置傳感 器（6)測量得到的關(guān)節(jié)電機（5)的旋轉(zhuǎn)角度信號，接收由電機電流傳感器（8)測量得到的 關(guān)節(jié)電機（5)的電流信號，接收由關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)測量得到的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)相對 于慣性系的角速度信號，接收由望遠鏡慣性位置傳感器（10)測量得到的空間天文望遠鏡 (2)光軸的實際慣性姿態(tài)信號，通過控制器（3)對接收到的信號進行分析計算得到控制信 號發(fā)送給電機驅(qū)動電路（7)，所述電機驅(qū)動電路（7)接收控制信號后產(chǎn)生驅(qū)動電壓信號控 制關(guān)節(jié)電機（5)旋轉(zhuǎn)，同時通過關(guān)節(jié)電機（5)控制旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)旋轉(zhuǎn)，從而帶動空間天文望 遠鏡（2)運動至期望慣性姿態(tài)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法，其特征在于，當(dāng) 旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)的數(shù)量為三個時，步驟a的具體過程為： 采用拉格朗日方法，通過分析計算建立臂式空間天文望遠鏡的動力學(xué)模型，如式（1) 所示：
式（1)中：ezte:e2e3]T為3X1的列矩陣，表示臂式空間天文望遠鏡的三個關(guān) 節(jié)角；M(0)為3X3的慣量矩陣；為3X3的矩陣，表示離心和哥氏力項；T= [1\ T2T3]t為3X1的列矩陣，表示臂式空間天文望遠鏡的三個關(guān)節(jié)電機（5)的輸出力矩；1\= [TuIY2TJt為3X1的列矩陣，表示臂式空間天文望遠鏡的三個非線性擾動力矩，采用 最小二乘方法通過系統(tǒng)辨識試驗得到，&為0對時間t的一階微分，#為0對時間t的二 階微分； 依據(jù)上述得到的臂式空間天文望遠鏡的動力學(xué)模型，采用反饋線性化方法設(shè)計三個關(guān) 節(jié)電機（5)的輸出力矩，如式⑵所示：
式⑵中，Ts=[TS1TS2TS3]t為3X1的列矩陣，表示需要計算的控制力矩，
將式⑵代入式⑴可得：
由此可知，臂式空間天文望遠鏡系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為一個線性系統(tǒng)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法，其特征在于，步 驟b的具體過程為： 關(guān)節(jié)電機（5)的簡化數(shù)學(xué)模型如式（4)所示：
式⑷中，下標(biāo)1表示第1個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)⑷，U為關(guān)節(jié)電機（5)的輸入電壓，i為關(guān)節(jié)電 機（5)的電流，R為關(guān)節(jié)電機（5)的繞組電阻，L為關(guān)節(jié)電機（5)的繞組電感，KT為關(guān)節(jié)電機 (5)的力矩系數(shù)，電流環(huán)設(shè)計為PI控制器，電流環(huán)控制算法（15)為PI控制算法，如式（5) 所示：
式（5)中，下標(biāo)1表示第1個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)⑷，id表示電流環(huán)控制算法的輸入值，KPjPKn 分別為電流環(huán)控制算法的比例系數(shù)和積分系數(shù)，關(guān)節(jié)電機（5)在電流環(huán)設(shè)計為較高帶寬閉 環(huán)系統(tǒng)時，由于速度環(huán)帶寬較低，對于速度環(huán)的設(shè)計，電流環(huán)閉環(huán)系統(tǒng)可以簡化為一個增益 為1的比例環(huán)節(jié)，即I\=KT1idl; 由此可知，電流環(huán)控制算法的輸入值為：
"為非線性補償力矩，第二項"Mn(e)Tsl/Kn"為速度環(huán)控制算法的輸出值，依據(jù)式（6)可以 消除非線性的影響； 速度環(huán)控制算法如式（7)所示：
式（7)中，KV1、TV1和TV2均為可調(diào)整的參數(shù)，可以依據(jù)開環(huán)和閉環(huán)幅頻特性曲線進行合 理調(diào)整，以保證靜態(tài)和動態(tài)特性； 位置環(huán)控制算法采用一階滯后-超前校正方法，如式（8)所示：
式（8)中，Kp1、TpJPTP2均為可調(diào)整的參數(shù)，可以依據(jù)開環(huán)和閉環(huán)幅頻特性曲線進行合 理調(diào)整，以保證靜態(tài)和動態(tài)特性。
5. 用于實現(xiàn)權(quán)利要求1所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制方法的控制系統(tǒng)， 其特征在于，該系統(tǒng)包括： 與空間飛行器（1)電連接的控制器（3);安裝在空間天文望遠鏡（2)上且與控制器（3) 電連接的望遠鏡慣性位置傳感器（10);與控制器（3)電連接且與臂式空間天文望遠鏡中的 旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)個數(shù)相等的關(guān)節(jié)位置傳感器（6)、電機驅(qū)動電路（7)、電機電流傳感器（8)和 關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)，每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)上對應(yīng)固定一個關(guān)節(jié)位置傳感器（6)和一個關(guān) 節(jié)慣性速度傳感器（9); 每個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)上均固定有一個關(guān)節(jié)電機（5)，同一個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)上的關(guān)節(jié)電機 (5)和關(guān)節(jié)位置傳感器（6)之間為機械連接，每個關(guān)節(jié)電機（5)分別與一個電機驅(qū)動電路 (7)和一個電機電流傳感器⑶電連接； 所述控制器（3)接收空間飛行器（1)的期望慣性姿態(tài)指令信號，接收由關(guān)節(jié)位置傳感 器（6)測量得到的關(guān)節(jié)電機（5)的旋轉(zhuǎn)角度信號，接收由電機電流傳感器（8)測量得到的 關(guān)節(jié)電機（5)的電流信號，接收由關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)測量得到的旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)相對 于慣性系的角速度信號，接收由望遠鏡慣性位置傳感器（10)測量得到的空間天文望遠鏡 (2)光軸的實際慣性姿態(tài)信號，通過控制器（3)對接收到的信號進行分析計算得到控制信 號發(fā)送給電機驅(qū)動電路（7)，所述電機驅(qū)動電路（7)接收控制信號后產(chǎn)生驅(qū)動電壓信號控 制關(guān)節(jié)電機（5)旋轉(zhuǎn)，同時通過關(guān)節(jié)電機（5)控制旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)（4)旋轉(zhuǎn)，從而帶動空間天文望 遠鏡（2)運動至期望慣性姿態(tài)。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，其特征在于，所 述控制器（3)采用以DSP和FPGA為核心處理器的控制電路板。
7. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，其特征在于，所 述關(guān)節(jié)電機（5)采用直流力矩電機；所述關(guān)節(jié)位置傳感器（6)采用絕對式光電編碼器。
8. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，其特征在于，所 述電機驅(qū)動電路（7)采用集成PWM和H橋的電機驅(qū)動電路板。
9. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，其特征在于，所 述電機電流傳感器（8)采用霍爾電流傳感器；所述關(guān)節(jié)慣性速度傳感器（9)采用光纖陀螺。
10. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的臂式空間天文望遠鏡的慣性指向控制系統(tǒng)，其特征在于，所 述望遠鏡慣性位置傳感器（10)采用星敏感器和光纖陀螺組成的組合慣導(dǎo)系統(tǒng)。
【文檔編號】G05B19/19GK104483899SQ201410641627
【公開日】2015年4月1日 申請日期:2014年11月12日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月12日
【發(fā)明者】曹小濤, 王棟, 劉南南, 楊維帆 申請人:中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機械與物理研究所