双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法及其系统与流程

本发明涉及卫星姿态动力学与控制，具体地涉及双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法。

背景技术：

未来先进航天器对姿态指向精度与稳定度的要求比目前水平高两个量级。传统采用载荷与平台固连式设计，两者动力学特性深度耦合，导致载荷双超指标难以实现，尽管采用主被动微振动抑制等方法取得了一定效果，但受限固连式设计的缺陷，双超指标难以实现。

超高指向精度、超高稳定度(双超)卫星平台打破传统固连设计，采用非接触、高精度、无时延位移传感器实现仅安装安静部件的载荷(舱)与安装活动部件的平台(舱)分离，彻底消除微振动影响。改变传统以卫星平台为主的控制逻辑，首次采用“载荷舱主动，平台舱从动，两舱相对位置协同解耦控制”的全新方法，可实现载荷舱的双超精度。

双超卫星在轨姿态机动可分为两舱锁紧姿态机动和两舱解锁姿态机动两种模式。锁紧状态下姿态机动时，需要通过两舱间电磁吸盘将两舱吸住锁紧，保证机动过程中两舱固连。

公开号为cn108045600a的发明专利公开了一种双超卫星平台载荷舱复合控制方法，包括如下步骤：步骤1，控制载荷舱的姿态；步骤2，控制平台舱的姿态；步骤3，调节平台舱与载荷舱的相对位置；步骤4，根据载荷舱的姿态信息，调整载荷舱的姿控系统带宽，使载荷舱姿态收敛。但未涉及双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种新型双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法。本发明的积极进步效果在于，本发明通过综合考虑姿态控制过程中的载荷舱控制力矩、两舱质心平动控制力、前馈陀螺力矩、离心力、电磁吸盘残余吸力和万有引力等等，对磁浮作动器的控制力上下限进行论证分析，为磁浮作动器的具体工程设计提供依据。

为了实现上述目的，本发明通过以下几个方面实现：

第一方面，本发明提出了一种双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法，包括如下步骤：

步骤s1：根据卫星的载荷舱以及平台舱，设置控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求；

步骤s2：将步骤s1所获得的控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求，结合磁浮作动器安装方式进行力的矢量叠加，并且通过结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵以及安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求的上限估算结果；

步骤s3：根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求的下限估算结果；

步骤s4：根据步骤s2所得到上限估算结果以及步骤s3所得到的上限估算结果，控制双超卫星舱间运行。

优选地，所述步骤s1具体包括以下步骤：

步骤s11：根据卫星姿态机动的最大角加速度，计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求，所述卫星包括载荷舱以及平台舱；

步骤s12：根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角加速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱质心平动控制的控制力需求；

步骤s13：根据卫星姿态机动的最大角速度，结合载荷舱转动惯量，计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；

步骤s14：根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求。

更为优选地，在所述步骤s11中，具体步骤如下：

根据卫星(包含载荷舱和平台舱)姿态机动的最大角加速度，计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求，计算步骤如下：

根据执行机构(可为飞轮、动量轮或控制力矩陀螺等内力矩执行机构，也可为推力器等外力矩执行机构)能够提供的最大控制力矩计算最大角加速度；

设在卫星本体坐标系下，执行机构输出三轴最大控制力矩分别为tx、ty、tz，设三轴最大角加速度分别为αx、αy、αz，设卫星转动惯量矩阵j，公式具体如下：

其中，上式中jxx、jyy、jzz、jxy、jxz、jyx、jyz、jzx以及jzy分别表示卫星三轴转动惯量和惯性积。

则有

从而可得最大角加速度

设载荷舱转动惯量矩阵为jp，设作用于载荷舱的控制力矩为tpac，则有

更为优选地，在所述步骤s12中，具体步骤如下：

根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角加速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱质心平动控制的控制力需求：

由于双超卫星在轨飞行，虽然两舱非接触，但是在磁浮作动器的作用下，两舱除了绕各自质心转动之外，两舱质心还绕整星质心旋转。根据上一步骤，已经获得两舱质心绕整星质心的最大角加速度αx、αy、αz，设在机械坐标系下，载荷舱质心位置矢量为mpc，平台舱质心位置矢量为mbc，整星质心位置矢量为msc，设平台舱质量为mb，载荷舱质量为mp，则作用于两舱质心平动控制力fpc计算公式如下：

更为优选地，在所述步骤s13中，具体步骤如下：

根据卫星姿态机动的最大角速度，结合载荷舱转动惯量，计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；

根据执行机构能够提供的最大角动量计算最大角加速度(也可能受限于敏感器允许的最大量程)；

设在卫星本体坐标系下，执行机构输出三轴最大角动量在卫星本体系三轴分量分别为hx、hy、hz，设卫星三轴最大角速度分别为ωx、ωy、ωz，则有

从而可得最大角速度

从而可得需要前馈的陀螺力矩tgyro如下，其中tgyrox、tgyroy以及tgyroz分别表示相应的陀螺在x、y以及z轴的力矩：

更为优选地，在所述步骤s14中，具体步骤如下：

根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求；

设平台舱质心离整星质心距离为lbx、lby、lbz，载荷舱质心离整星质心距离为lpx、lpy、lpz，设平台舱离心力为fbx、fby、fbz，设载荷舱离心力为fpx、fpy、fpz，则根据离心力计算公式可得两舱质心相对卫星整星质心的离心力分别为：

由于两舱质心到合成质心的距离与两舱质量成反比，所以上述同向离心力大小相等，方向相反，设用于两舱间抵消离心力的控制力需求为flx，则其计算公式如下

更为优选地，在所述步骤s2中，具体步骤如下：

将上述四类控制需求进行矢量叠加，结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵，并考虑一定的设计安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求上限fmax估算结果；

设磁浮作动器力和力矩分配矩阵为a，该矩阵根据磁浮作动器组合的布局位置和输出力方向可以计算得到，设每路磁浮作动器用于载荷舱控制的控制力大小为fi,(i＝1,2,…,n)，则有

设安全裕度系数为γ(γ＞1)，从而可得双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果fmax为

fmax≥γ·max(fi,(i＝1,2,…,n))

其中，max为取最大值函数。

优选地，在所述步骤s3中，具体步骤如下：

根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求下限估算结果；

设舱间电磁吸盘(所述的电磁吸盘为：一种电磁装置，通电时产生吸力，将两舱吸合为一体)断电后的残余吸合力为fxh，该力的大小由电磁吸盘产品特性决定；

设两舱间万有引力为fg，则有

其中，g万有引力常数。从而可得双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果fmim为

fmin≥γ·(fxh+fg)

第二方面，本发明提出了一种双超卫星舱间磁浮控制力需求控制系统，所述双超卫星舱间磁浮控制力需求控制系统包括：

执行系统，所述执行系统根据控制处理单元运行；

以及控制处理单元，所述控制处理单元依据双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法进行计算后，发送运行指令给到所述执行系统，所述双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法具体包括如下步骤：

步骤s1：根据卫星的载荷舱以及平台舱，设置控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求；

步骤s2：将步骤s1所获得的控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求，结合磁浮作动器安装方式进行力的矢量叠加，并且通过结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵以及安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求的上限估算结果；

步骤s3：根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求的下限估算结果；

步骤s4：根据步骤s2所得到上限估算结果以及步骤s3所得到的上限估算结果，控制双超卫星舱间运行。

第三方面，本发明提出了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有处理程序，所述处理程序被处理器执行时实现上述双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法。

与现有技术相比，本发明具有如下所述的优点：

本发明通过综合考虑姿态控制过程中的载荷舱控制力矩、两舱质心平动控制力、前馈陀螺力矩、离心力、电磁吸盘残余吸力和万有引力等等，对磁浮作动器的控制力上下限进行论证分析，为磁浮作动器的具体工程设计提供依据。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为实施例1的双超卫星舱间磁浮控制力需求计算原理示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

在本实施例中，双超卫星舱间磁浮控制力需求控制系统包括：

执行系统，所述执行系统根据控制处理单元运行；

以及控制处理单元，所述控制处理单元依据双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法进行计算后，发送运行指令给到所述执行系统。

所述双超卫星舱间磁浮控制力需求估算方法具体计算如图1所示，其包括如下步骤：

步骤s1：根据卫星的载荷舱以及平台舱，设置控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求；

步骤s2：将步骤s1所获得的控制载荷舱姿态控制的控制力拒需求、两舱质心平动控制的控制力需求、载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求以及两舱间抵消离心力的控制力需求，结合磁浮作动器安装方式进行力的矢量叠加，并且通过结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵以及安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求的上限估算结果；

步骤s3：根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求的下限估算结果；

步骤s4：根据步骤s2所得到上限估算结果以及步骤s3所得到的上限估算结果，控制双超卫星舱间运行。

其设置原因在于：根据卫星(包含载荷舱和平台舱)姿态机动的最大角加速度，计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求；根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角加速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱质心平动控制的控制力需求；根据卫星姿态机动的最大角速度，结合载荷舱转动惯量，计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求；将上述四类控制力需求结合磁浮作动器安装方式进行力的矢量叠加，结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵，并考虑一定的设计安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果；根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求下限估算结果。

其中，在所述步骤s1中，根据卫星(包含载荷舱和平台舱)姿态机动的最大角加速度，计算用于载荷舱姿态控制的控制力矩需求，计算步骤如下：

根据执行机构(可为飞轮、动量轮或控制力矩陀螺等内力矩执行机构，也可为推力器等外力矩执行机构)能够提供的最大控制力矩计算最大角加速度；

设在卫星本体坐标系下，执行机构输出三轴最大控制力矩分别为tx、ty、tz，设三轴最大角加速度分别为αx、αy、αz，设卫星转动惯量矩阵j为：

上式中jxx、jyy、jzz、jxy、jxz、jyx、jyz、jzx以及jzy分别表示卫星三轴转动惯量和惯性积

则有

从而可得最大角加速度

设载荷舱转动惯量矩阵为jp，设作用于载荷舱的控制力矩为tpac，则有

随后，根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角加速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱质心平动控制的控制力需求：

双超卫星在轨飞行，虽然两舱非接触，但是在磁浮作动器的作用下，两舱除了绕各自质心转动之外，两舱质心还绕整星质心旋转。根据上一步骤，已经获得两舱质心绕整星质心的最大角加速度αx、αy、αz，设在机械坐标系下，载荷舱质心位置矢量为mpc，平台舱质心位置矢量为mbc，整星质心位置矢量为msc，设平台舱质量为mb，载荷舱质量为mp，则作用于两舱质心平动控制力fpc计算公式如下

进一步的，根据卫星姿态机动的最大角速度，结合载荷舱转动惯量，计算用于载荷舱陀螺力矩前馈的控制力矩需求；

根据执行机构能够提供的最大角动量计算最大角加速度(也可能受限于敏感器允许的最大量程)；

设在卫星本体坐标系下，执行机构输出三轴最大角动量在卫星本体系三轴分量分别为hx、hy、hz，设卫星三轴最大角速度分别为ωx、ωy、ωz，则有

从而可得最大角速度

从而可得需要前馈的陀螺力矩tgyro如下，，其中tgyrox、tgyroy以及tgyroz分别表示相应的陀螺在x、y以及z轴的力矩：

根据两舱质心绕整星质心旋转的最大角速度，结合两舱质量和两舱质心位置，计算用于两舱间抵消离心力的控制力需求；

设平台舱质心离整星质心距离为lbx、lby、lbz，载荷舱质心离整星质心距离为lpx、lpy、lpz，设平台舱离心力为fbx、fby、fbz，设载荷舱离心力为fpx、fpy、fpz，则根据离心力计算公式可得两舱质心相对卫星整星质心的离心力分别为：

由于两舱质心到合成质心的距离与两舱质量成反比，所以上述同向离心力大小相等，方向相反。设用于两舱间抵消离心力的控制力需求为flx，则其计算公式如下

将上述四类控制需求进行矢量叠加，结合磁浮作动器组合力和力矩分配矩阵，并考虑一定的设计安全裕度系数，最终得到双超卫星舱间磁浮控制力需求上限fmax估算结果；

设磁浮作动器力和力矩分配矩阵为a，该矩阵根据磁浮作动器组合的布局位置和输出力方向可以计算得到，设每路磁浮作动器用于载荷舱控制的控制力大小为fi,(i＝1,2,…,n)，则有

设安全裕度系数为γ(γ＞1)，从而可得双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果fmax为

fmax≥γ·max(fi,(i＝1,2,…,n))

其中，max为取最大值函数。

根据舱间电磁吸盘断电后的残余吸合力和两舱间万有引力，计算得到舱间磁浮控制力需求下限估算结果；

设舱间电磁吸盘(一种电磁装置，通电时产生吸力，将两舱吸合为一体)断电后的残余吸合力为fxh，该力的大小由电磁吸盘产品特性决定。

设两舱间万有引力为fg，则有

其中，g万有引力常数。从而可得双超卫星舱间磁浮控制力需求上限估算结果fmin为

fmin≥γ·(fxh+fg)

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。