双超卫星八杆六自由度卫星平台及其解耦控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及卫星平台微小运动控制技术领域，具体地，涉及一种双超卫星八杆六 自由度卫星平台及其解耦控制方法
【背景技术】
[0002] 按照传统载荷与卫星平台固连的设计方法，载荷指向与稳定度依靠卫星平台控制 系统实现，但由于卫星平台高频微振动不可避免，且控制系统产品带宽、精度等能力有限， 使得微振动"难测、难控"的技术瓶颈很难突破。针对这个问题设计的双超卫星（"超精超 稳"卫星）通过非接触磁浮机构实现两舱的动静隔离，物理上直接消除平台舱高频微振动对 载荷舱的不利影响。
[0003] 载荷舱的高精度主动控制与两舱的相对位置控制均是通过磁浮机构实现的，如果 姿控力和相对位置控制力相互影响即耦合，就无法实现载荷舱的超精超稳控制。因此必须 做到使载荷舱的主动控制力矩与两舱的相对位置控制力完全解耦。传统方法一般采用六 杆模型，以正三角形的形式均匀布局，同一位置的两个磁浮机构成90°夹角斜装，该模型测 量、控制解耦和机构安装都很复杂，无冗余，且可靠性差。
【发明内容】
[0004] 针对现有技术中存在的上述问题，本发明提出了一种对称安装布局的双超卫星八 杆六自由度卫星平台及其解耦控制方法，该卫星平台及控制方法通过合理配置磁浮机构数 量和布局，以及实时动态分配力的输出有无、大小和方向来实现六自由度解耦控制，该方法 可完全通过算法实现。
[0005] 为实现上述目的，本发明是通过以下技术方案实现的。
[0006] 根据本发明的一个方面，提供了一种双超卫星八杆六自由度卫星平台，包括载荷 舱、平台舱和悬浮装置，所述悬浮装置设置于载荷舱与平台舱之间，所述载荷舱与平台舱通 过悬浮装置非接触设置。
[0007] 优选地，所述悬浮装置包括多个磁浮机构，其中每一个磁浮机构均包括：线圈31、 磁钢32、磁辄33以及支架34,其中，所述线圈31通过支架34连接到平台舱，所述磁钢32 与载荷舱固连，所述支架34与磁辄33之间无物理连接，从而实现了载荷舱与平台舱之间的 非接触设置。通过非接触设置，平台舱2的振动和干扰不会传输至载荷舱1，达到有效载荷 14动中取静，载荷舱与平台舱动静隔离的效果。
[0008] 优选地，所述线圈31到磁钢32径向的距离处处相等，形成线圈31的平衡位置。
[0009] 优选地，所述磁浮机构还包括相对位置传感器35,所述相对位置传感器与磁浮机 构一体化设计，相对位置传感器（电涡流传感器）分别测量磁浮机构的位移。
[0010] 优选地，所述相对位置传感器和磁浮机构均为8个。
[0011] 优选地，所述磁浮机构为八个，分别为磁浮机构Al、A2、A3、A4、BI、B2、B3、B4，八个 磁浮机构Al、A2、A3、A4、BI、B2、B3、B4对称布局在平台舱上，其中，磁浮机构Al、A2、A3、A4 位于平台舱的四个边角位置，且方向沿Z轴方向；磁浮机构BKB2、B3、B4位于卫星平台的 四边中点位置，其中，磁浮机构BI、B3方向沿Y轴方向，磁浮机构B2、B4方向沿X轴方向。
[0012] 根据本发明的另一个方面，提供了一种上述双超卫星八杆六自由度卫星平台的解 耦控制方法，包括如下步骤：
[0013] (a)建立载荷舱姿态动力学方程：
[0015] 其中，F1为磁浮机构产生的姿控力，Tdl为外界长周期干扰，能够通过磁浮机构的作 用消除；IP为载荷舱的惯量矩阵，为载荷舱角加速度，为载荷舱角速度，I1为每个磁浮 机构的力臂；
[0016] (b)建立平台舱姿态动力学方程为：
[0020] 式中，Is为平台舱惯量矩阵，w为平台舱角速度，Cafl为+Y方向太阳帆板振动对 卫星中心体转动的耦合系数阵，Caf2为-Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数 阵，如为+Y方向太阳帆板模态坐标，qf2S-Y方向太阳帆板模态坐标，T。为飞轮控制力矩， Td2为帆板转动干扰力矩，Af为太阳帆板模态频率对角阵，Gf为太阳帆板模态阻尼系数；奋 为平台舱角加速度，l/i为+Y方向太阳帆板模态坐标的二阶导数，为-Y方向太阳帆板模 态坐标的二阶导数，鈐+Y方向太阳帆板模态坐标的一阶导数，为-Y方向太阳帆板模 态坐标的一阶导数，1'为每个磁浮机构的力臂，为+Y方向太阳帆板振动对卫星中心体 转动的耦合系数阵的转置，Cjf2^-Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数阵的 转置；
[0021] (C)建立载荷舱位置控制方程：
[0023] 式中，Mp为载荷舱质量，ap为载荷舱加速度；
[0024] (d)载荷舱沿X方向平动时，磁浮机构B2、B4产生的相对位置控制力分别为AFx; 沿y方向平动时，磁浮机构BI、B3产生的相对位置控制力分别为AFy;沿z方向平动时，磁 浮机构AUA2、A3、A4产生的相对位置控制力分别为AFz;同理，磁浮机构AUA2、A3、A4、 BKB2、B3、B4使载荷旋转时产生的姿控力分别为FA1，FA2,FA3,FA4,FB1，FB2,FB3,Fb4;
[0025] 沿x方向的平动控制力Fsx为：
[0026] Fsx=FB2+AFX+FB4+AFx=FB2+FB4+2AFx;
[0027] 此时对于平动控制力Fsx的约束条件为：由磁浮机构AUA2、A3、A4产生一个绕y 轴的力矩，抵消由AFx产生的力矩；
[0028] 沿y方向的平动控制力Fsy为：
[0029] Fsy= F B1+ A Fy+F83+ A Fy= F B1+FB3+2 A Fy；
[0030] 此时对平动控制力Fsy的约束条件为：由磁浮机构AUA2、A3、A4产生一个绕X轴 的力矩，抵消由AFy产生的力矩；
[0031] 沿z方向的平动控制力Fsz为：
[0032] Fsz = F A1+ A FZ+FA2+ A FZ+FA3+ A FZ+FA4+ A Fz = F A1+FA2+FA3+FA4+4 A Fz;
[0033] 通过使Fb2= -FB4,Fbi = -FB3,FA1+FA2+FA3+FA4= 0,确保姿控力对载荷舱的平移没有 任何影响；
[0042]通过使Fb2= -F B4, Fbi = -F B3, FA1+FA2+FA3+FA4= 0,使载荷舱的姿态与载荷舱和平台 舱相对位置控制力完全解耦；此时载荷舱的动力学方程为：
荷舱绕X、y、z轴的角加速度，C0PX、C0py、'分别为载荷舱绕x、y、z轴的角速度，Li、L3、L2 分别为磁浮机构安装面的长、宽、上下安装面的距离，Fx、Fy、匕分别为单个磁浮机构在x、y、 z方向的作用力，％、Ip、^分别为载荷舱沿x、y、z轴的加速度。
[0046]本发明提供的双超卫星八杆六自由度卫星平台及其解耦控制方法，载荷舱姿态由 姿控力调节，载荷舱与平台舱位置由相对位置控制力调节，通过以下原则：即载荷舱姿态控 制力大小相等，方向相反，不产生载荷舱和平台舱相对位置控制力；载荷舱和平台舱相对位 置控制力大小相等，方向相同，不产生对载荷舱的姿态控制力矩，因此，实现了载荷舱姿态 与载荷舱和平台舱相对位置控制力的完全解耦，也就是实现了载荷舱姿态与载荷舱和平台 舱相对位置的解耦控制，不会对载荷舱"超精超稳"控制产生影响；同时，八自由度磁浮机构 系统易实现、冗余、高可靠。
[0047] 与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
[0048] 1)安装简单，八个磁浮机构对称安装即可；
[0049] 2)简单易行，通过合理配置磁浮机构数量和布局，以及实时动态分配力的输出有 无、大小和方向就可实现测量、控制解耦；
[0050] 3)该解耦控制方法可完全通过算法实现；
[0051] 4)八个磁浮机构的冗余设计，高可靠。
【附图说明】
[0052]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：
[0053] 图1为动静隔离、主从协同控制双超卫星平台组成示意图；
[0054] 图2为本发明平台磁浮机构布局示意图；
[0055] 图3为磁浮机构元件示意图。
【具体实施方式】
[0056] 下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行 实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。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，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保 护范围。
[0057] 实施例
[0058]本实施例提供了一种双超卫星八杆六自由度卫星平台，包括载荷舱、平台舱和