一种主动指向超静平台操纵律设计方法与流程

本发明涉及航天器控制领域，特别是一种主动指向超静平台操纵律设计方法。

背景技术

近年来，以甚高分辨率对地观测、远距离激光通信、天基天文观测为代表的高精度航天器，和以高轨sar为代表的大挠性航天器等一系列未来任务需求的提出，对卫星控制系统的精度、稳定度与敏捷性能提出了极高的要求。

受限于传统姿态敏感器(星敏、陀螺)等测量精度和测量带宽限制，传统意义上的低带宽姿态控制系统无法在宽频域内对各种扰动力矩的影响实现有效抑制，仅基于卫星姿态控制来实现有效载荷的精稳指向控制的技术方案在现有技术条件下已经难以满足甚高精度指向和稳定控制要求。基于此，通过在星体和载荷之间安装具有振动隔离、扰振抑制和指向调节的主动指向超静平台，实现有效载荷性能指标的跨越式提升。主动指向超静平台包括有效载荷安装面、星体安装面以及多个并联的智能挠性作动器。

针对不同构型参数的主动指向超静平台和不同数目的智能挠性作动器，在主动指向超静平台对载荷进行主动隔振和指向调节时，如何获得由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器中的控制力并予以输出，尚缺乏规范化的、统一的处理方式。本发明提出的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，可以得到由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种主动指向超静平台操纵律设计方法，系统地、规范地给出了主动指向超静平台在不同构型参数条件下和不同数目智能挠性作动器条件下，实现主动指向超静平台控制的操纵律，为主动指向超静平台控制器的设计和最终控制的实现奠定基础。

本发明的技术解决方案是：一种主动指向超静平台操纵律设计方法，包括如下步骤：

(1)确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目，主动指向超静平台连接星体、有效载荷，结构形式包括有效载荷安装面、星体安装面、位于有效载荷安装面和星体安装面间的多个并联的智能挠性作动器，多个智能挠性作动器能够分别对有效载荷安装面施加平行于轴线方向的作用力，星体指卫星中除去有效载荷的剩余部分；

主动指向超静平台的构型参数包括有效载荷安装面半径rp、星体安装面半径rb、有效载荷安装面定位角θp、星体安装面定位角θb、主动指向超静平台的高度ho、有效载荷质心距离有效载荷安装面的高度hp，其中，有效载荷安装面定位角θp为任意相邻的两个有效载荷安装面与智能挠性作动器的交点与有效载荷安装面圆心的连线之间的夹角；星体安装面定位角θb为任意相邻的两个星体安装面与智能挠性作动器的交点与星体安装面圆心的连线之间的夹角；平台高度ho为有效载荷安装面与星体安装面之间的距离；

(2)计算主动指向超静平台位置和姿态变化量转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵j，

ei为第i个智能挠性作动器与星体安装面交点到有效载荷安装面交点单位向量，且其中，bi为从星体安装面中心指向作动杆与星体安装面交点的位置向量，pi为从有效载荷质心指向作动杆与有效载荷安装面交点的位置向量；x0＝[00ho+hp]^t为星体安装面中心到有效载荷质心的位置向量；i＝1,2,…,n；×为向量叉乘符号；上标t为转置符号；

(3)根据步骤(2)中计算得到的雅克比变换矩阵j和步骤(1)中确定的智能挠性作动器数目n计算主动指向超静平台操纵律，如果n＝6，则转入步骤(4)，否则，n>6，则转入步骤(5)；

(4)计算雅克比变换矩阵j为方阵j1时的主动指向超静平台操纵律；

载荷质心广义力向量fp和智能挠性作动器控制力向量fl之间的关系j1为

式中：fp＝[fpxfpyfpzmpxmpympz]^t为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；fl＝[f1f2…fn]^t为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；

fl＝jcfp

式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个智能挠性作动器控制力的6×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台操纵律；fpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系x轴方向的力，mpx为施加于载荷质心的载荷本体坐标系x轴方向的力矩；

(5)计算雅克比变换矩阵j为非方阵j2时的主动指向超静平台操纵律；

载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为

式中：fp＝[fpxfpyfpzmpxmpympz]^t为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；fl＝[f1f2…fn]^t为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；

fl＝jcfp

式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个作动器控制力的n×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台操纵律；

(6)利用步骤(4)或步骤(5)得到主动指向超静平台操纵律jc，将主动指向超静平台控制所需的载荷质心位置的控制力矩变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，最终实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。

所述的智能挠性作动器的数目为n，n≥6，且n为偶数。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出了一种主动指向超静平台操纵律设计方法，为不同构型主动指向超静平台和不同数目智能挠性作动器条件下，计算由载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律，提供了一种统一的计算和处理方法；

(2)本发明所述的非方阵广义逆方法，为主动指向超静平台智能挠性作动器数目n大于6情况下，计算载荷质心施加的控制力矩转换到各个智能挠性作动器控制力的变换矩阵，即主动指向超静平台操纵律，提供了切实可行的解决方式；

(3)本发明所述的一种主动指向超静平台操纵律设计方法，能够实现载荷三轴控制解耦。将载荷质心位置的多输入输出(mimo)控制问题转化成各个智能挠性作动器的单输入输出(siso)控制问题。使得平台控制简单容易实现。

附图说明

图1为本发明一种主动指向超静平台操纵律设计方法流程图；

图2为本发明所述的包含六个智能挠性作动器主动指向超静平台的结构形式与构型参数示意图。

具体实施方式

本发明方法提出一种主动指向超静平台操纵律设计方法，下面结合附图对本发明方法进行详细说明，本发明方法包括如下步骤：

(1)确定主动指向超静平台结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目。主动指向超静平台连接于星体和有效载荷之间，包括有效载荷安装面、星体安装面以及位于有效载荷安装面和星体安装面之间的多个并联的智能挠性作动器；星体指卫星中除去有效载荷的剩余部分；

主动指向超静平台的构型参数包括：有效载荷安装面半径rp、星体安装面半径rb、有效载荷安装面定位角θp、星体安装面定位角θb、平台的高度ho、有效载荷质心距离有效载荷安装面的高度hp，其中，有效载荷安装面定位角θp为任意相邻的两个有效载荷安装面与智能挠性作动器的交点与有效载荷安装面圆心的连线之间的夹角；星体安装面定位角θb为任意相邻的两个星体安装面与智能挠性作动器的交点与星体安装面圆心的连线之间的夹角；平台的高度h为有效载荷安装面与星体安装面之间的距离；智能挠性作动器的数目为n，n≥6，且n为偶数；

综合考虑主动指向超静平台重量、布局以及冗余等约束条件，在本实施例中，仅选取智能挠性作动器的数目为n＝6或n＝8。

(2)根据步骤(1)确定的主动指向超静平台、结构形式、构型参数以及智能挠性作动器的数目，计算主动指向超静平台位置和姿态变化转换到各个智能挠性作动器伸缩量的雅克比变换矩阵j，且

ei为第i个智能挠性作动器与星体安装面交点到有效载荷安装面交点单位向量，且其中，bi为从星体安装面中心指向作动杆与星体安装面交点的位置向量，pi为从有效载荷质心指向作动杆与有效载荷安装面交点的位置向量；x0＝[00ho+hp]^t为星体安装面中心到有效载荷质心的位置向量；i＝1,2,…,n；×为向量叉乘符号；上标t为转置符号；j为n×6维矩阵；

当n＝6时

载荷本体坐标系的坐标系原点o为载荷质心，x轴平行于有效载荷安装面，并且过智能挠性作动器1、2与有效载荷安装面两个交点连线的中线，指向智能挠性作动器3、4、5、6方向，z轴垂直于载荷安装面，y轴与x轴、z轴满足右手定则。

p1＝[-rpcos(θp/2),rpsin(θp/2),-hp]^t

p2＝[-rpcos(θp/2),-rpsin(θp/2),-hp]^t

p3＝[rpsin(θ-θp/2-90°),-rpcos(θ-θp/2-90°),-hp]^t

p4＝[rpsin(θ+θp/2-90°),-rpcos(θ+θp/2-90°),-hp]^t

p5＝[rpsin(θ+θp/2-90°),rpcos(θ+θp/2-90°),-hp]^t

p6＝[rpsin(θ-θp/2-90°),rpcos(θ-θp/2-90°),-hp]^t

b1＝[-rbcos(θb/2),rbsin(θb/2),0]^t

b2＝[-rbcos(θb/2),-rbsin(θb/2),0]^t

b3＝[rbsin(θ-θb/2-90°),-rbcos(θ-θb/2-90°),0]^t

b4＝[rbsin(θ+θb/2-90°),-rbcos(θ+θb/2-90°),0]^t

b5＝[rbsin(θ+θb/2-90°),rbcos(θ+θb/2-90°),0]^t

b6＝[rbsin(θ-θb/2-90°),rbcos(θ-θb/2-90°),0]^t

当n＝8时

载荷本体坐标系的坐标系原点o为载荷质心，x轴平行于有效载荷安装面，并且由智能挠性作动器1、2与有效载荷安装面两个交点连线的中点，指向智能挠性作动器5、6与有效载荷安装面两个交点连线的中点，z轴垂直于载荷安装面，y轴与x轴、z轴满足右手定则。

p1＝[-rpcos(θp/2),rpsin(θp/2),-hp]^t

p2＝[-rpcos(θp/2),-rpsin(θp/2),-hp]^t

p3＝[rpsin(θ-θp/2-90°),-rpcos(θ-θp/2-90°),-hp]^t

p4＝[rpsin(θ+θp/2-90°),-rpcos(θ+θp/2-90°),-hp]^t

p5＝[rpsin(θ+θp/2-90°),rpcos(θ+θp/2-90°),-hp]^t

p6＝[rpsin(θ-θp/2-90°),rpcos(θ-θp/2-90°),-hp]^t

p7＝[-rpcos(2θ+θp/2),rpsin(2θ+θp/2),-hp]^t

p8＝[-rpcos(2θ+θp/2),-rpsin(2θ+θp/2),-hp]^t

b1＝[-rbcos(θb/2),rbsin(θb/2),0]^t

b2＝[-rbcos(θb/2),-rbsin(θb/2),0]^t

b3＝[rbsin(θ-θb/2-90°),-rbcos(θ-θb/2-90°),0]^t

b4＝[rbsin(θ+θb/2-90°),-rbcos(θ+θb/2-90°),0]^t

b5＝[rbsin(θ+θb/2-90°),rbcos(θ+θb/2-90°),0]^t

b6＝[rbsin(θ-θb/2-90°),rbcos(θ-θb/2-90°),0]^t

b7＝[-rbcos(2θ+θb/2),rbsin(2θ+θb/2),0]^t

b8＝[-rbcos(2θ+θb/2),-rbsin(2θ+θb/2),0]^t

式中：

(3)根据步骤(2)中计算得到雅克比变换矩阵j和步骤(1)中确定的智能挠性作动器数目n计算主动指向超静平台操纵律。如果n＝6，则转入步骤(4)，否则，n>6，则转入步骤(5)；

(4)计算雅克比变换矩阵j为方阵j1时的主动指向超静平台操纵律；

载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为

式中：fp＝[fpxfpyfpzmpxmpympz]^t为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；fl＝[f1f2…fn]^t为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；

fl＝jcfp

式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个智能挠性作动器控制力的6×6维变换矩阵，即：主动指向超静平台的操纵律；

(5)计算雅克比变换矩阵j为非方阵j2时的智能挠性作动器操纵律。

载荷质心广义力向量和智能挠性作动器控制力向量之间的关系为

式中：fp＝[fpxfpyfpzmpxmpympz]^t为施加于载荷质心的三个方向的力和力矩向量；fl＝[f1f2…fn]^t为各个智能挠性作动器输出的控制力向量；

fl＝jcfp

式中：为施加于载荷质心的控制力矩分配到各个作动器控制力的变换矩阵，即：主动指向超静平台的操纵律；

(6)利用步骤(4)或步骤(5)得到智能挠性作动器操纵律jc，将主动指向超静平台控制所需的载荷质心位置的控制力矩变为各个智能挠性作动器的控制力并输出，最终实现主动指向超静平台对载荷的主动隔振和精确指向调节。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。