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。
[0059]进一步地，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。
[0060]进一步地，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。
[0061] 进一步地，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 机构均为8个，并一体化设计，8个相对位置传感器（电涡流传感器）分别测量8个磁浮机 构的位移。
[0062]进一步地，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BI、B2、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。 [0063] 本实施例提供的双超卫星八杆六自由度卫星平台，其解耦控制方法，包括如下步 骤：
[0064] (a)建立载荷舱姿态动力学方程：
[0066] 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，今^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；
[0067] (b)建立平台舱姿态动力学方程为：
[0071] 式中，Is为平台舱惯量矩阵，《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；必 为平台舱角加速度，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，<1为+Y方向太阳帆板模态坐标的一阶导数，七2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，<^2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；
[0072] (C)建立载荷舱位置控制方程：
[0074]式中，Mp为载荷舱质量，ap为载荷舱加速度；
[0075] (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;
[0076]沿x方向的平动控制力Fsx为：
[0077]Fsx=FB2+AFX+FB4+AFx=FB2+FB4+2AFx;
[0078] 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；
[0079] 沿y方向的平动控制力Fsy为：
[0080] Fsy= F B1+ A Fy+F83+ A Fy= F B1+FB3+2 A Fy；
[0081] 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；
[0082] 沿z方向的平动控制力Fsz为：
[0083]Fsz =FA1+AFZ+FA2+AFZ+FA3+AFZ+FA4+AFz =FA1+FA2+FA3+FA4+4AFz;
[0084] 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；
[0093]通过使Fb2=-FB4,Fbi =-FB3,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：
[0096]式中：Ipx、Ipy、Ipj别为载荷舱绕x、y、z轴的转动惯量，今《、<、.分别为载 荷舱绕x、y、z轴的角加速度，copx、copy、'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，^、九、％分别为载荷舱沿x、y、z轴的加速度。
[0097] 下面结合附图对本实施例进一步描述。
[0098] 如图1所示，本实施例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，主要针对动静隔离、主从协同控制双超卫星平台。该平台由载荷舱1、平台舱2和非接 触的磁浮机构3组成。载荷舱1包括但不限于有效载荷14、姿态敏感器如星敏感器12、光 纤陀螺11等安静部件。平台舱2由通用的卫星模块组成，包括但不限于帆板驱动机构23、 动量轮22等各种活动部件、太阳电池阵24等挠性附件和相对姿态控制单元25。磁浮机构 3主要包括线圈31、磁钢32、磁辄33、支架34和相对位置传感器35等，定义线圈31的平衡 位置为线圈31到磁钢32径向的距离处处相等。线圈31通过支架34连接到平台舱2,磁钢 32与载荷舱1固连，支架34与磁辄33之间无物理连接，从而实现了两舱的非接触，平台舱 2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，两舱动静隔离的效果。
[0099] 如图3所示，八个磁浮机构△1、厶2、厶3、厶4、81、82、83、84对称布置。由这八自由 度磁浮机构完成载荷舱六个自由度的运动，其力的方向假设如图2中箭头所示。
[0100] 八个磁浮机构产生的力和力矩分别为：
[0101] 各力
[0109] 根据上式可以由[FxFyFzTxTyTJt的情况唯一、确定的解算出每个磁浮机构的 控制力[FA1Fa2Fa3FmFbiFb2Fb3FB4]T，不存在奇异性。实现系统中载荷舱姿态与两舱相对 位置的完全解耦控制，载荷舱姿态由姿控力调节，两舱相对位置由相对位置控制力调节。且 卫星平台控制力解耦容易，控制简单。
[0110] 至于冗余可靠性能，从图3可以看出：
[0111] 使载荷舱沿三个坐标轴直线运动的磁浮机构为：
[0112] 沿X方向的平动：B2、B4、A1、A2、A3、A4
[0113] 沿y方向的平动：B1、B3、A1、A2、A3、A4
[0114] 沿z方向的平动：AUA2、A3、A4
[0115] 使载荷舱绕三个坐标轴旋转运动的磁浮机构为：
[0116] 绕X方向的转动：A1、A2、A3、A4
[0117] 绕y方向的转动：A1、A2、A3、A4
[0118] 绕z方向的转动：B1、B2、B3、B4
[0119] 以下分别考虑一个磁浮机构故障和任意两个磁浮机构故障的情况：（其中"X"表 示故障，"V"表示正常）
[0123] 上表说明当仅有一个磁浮机构故障时，并不影响载荷舱六个自由度的运动，两个 磁浮机构故障共有28种方式，其中16种方式不影响载荷舱六个自由度的运动，可以看出八 杆磁浮机构构型实现了磁浮机构的冗余备份，大大提高了可靠性。
[0124] 本实施例具有如下有益效果：
[0125] 双超卫星八杆六自由度卫星平台的解耦控制方法，适用且不限于具有超精超稳要 求的动静隔离式双超卫星平台，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，其特征在于：载荷舱姿态由姿控力调 节，两舱位置由相对位置控制力调节，载荷舱姿态控制力大小相等，方向相反，不产生两舱 相对位置控制力；两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。
[0126] 八个磁浮机构对称布局，AUA2、A3、A4位于四个边角位置，方向沿Z轴方向；BK B2、B3、B4位于四边中点位置，其中BKB3沿Y轴方向，B2、B4沿X轴方向。
[0127] 本实施例安装简单，八个磁