一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法与流程
本发明属于航天器控制领域，涉及一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法。
背景技术
未来高性能航天器提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)控制的需求，目前仅基于卫星姿态控制的单级控制技术已经难以满足要求，为此，提出航天器超精超稳超敏捷控制多级复合控制方法。在原有姿态控制系统基础上增加了具有振动隔离、扰振抑制和精确指向调节的三超(超精超稳超敏捷)平台，通过三超平台的被动隔振控制，实现高频抖动隔离，通过三超平台的主动控制实现载荷光轴的高精度高稳定度指向控制。
基于此，为突破三超平台关键技术，实现三超平台工程化样机在轨应用及三超控制应用效果评估，提出一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，实现三超控制技术的在轨试验验证。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：针对航天器超精超稳超敏捷控制在轨验证的问题，提出了一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，设计在轨验证系统的软硬件部分，最终通过在轨试验测试流程和方案设计，验证“三超”控制指标。
本发明的技术解决方案是：一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，包括如下步骤：
(1)确定超精超稳超敏捷控制在轨验证所需的功能和性能指标；
性能指标要包括待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元的控制性能指标，待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元、星体安装板、第一测微陀螺安装、第二测微陀螺重量约束，待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元、星体安装板、第一测微陀螺安装、第二测微陀螺功耗约束，待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元、星体安装板、第一测微陀螺安装、第二测微陀螺寿命；
(2)将星体安装板安装于卫星上，三超作动控制平台、三超作动控制单元、第一测微陀螺安装在星体安装板上，第二测微陀螺安装在三超作动控制平台；
其中，三超作动控制平台包括六个并联的作动器、平台结构、压紧解锁装置，六个并联作动器连接于平台结构和星体安装板之间，压紧解锁装置一端连接于星体安装板，另一端连接于平台结构中心位置，压紧解锁装置在发射段将平台结构与星体安装板锁定，入轨后解锁使平台结构与压紧解锁装置分离，实现六个并联作动器在三超作动控制单元的控制下正常工作；
三超作动控制单元实现三超作动控制平台中电涡流位移传感器、第二测微陀螺测量信号的采集，实时解算得到控制信号，实现对于第二测微陀螺的超精超稳超敏捷控制；
第一测微陀螺、第二测微陀螺分别实时测量自身位置处的角速度；
(4)获取当前超精超稳超敏捷控制算法，并控制三超作动控制单元根据电涡流位移传感器、第二测微陀螺测量信号，使用超精超稳超敏捷控制算法计算得到第二测微陀螺控制信号，使用第二测微陀螺控制信号控制三超作动控制平台调节第二测微陀螺位置和姿态；
(5)得到第二测微陀螺控制性能指标数据，如果得到的第二测微陀螺性能指标数据符合步骤(1)得到的超精超稳超敏捷控制在轨验证所需的性能指标，则转入步骤(6)，否则重新设计超精超稳超敏捷控制算法、三超作动控制平台；
(6)如果验证三超作动控制平台、三超作动控制单元：在压紧模式下实现发射主动段的锁紧，且在停控模式实现在轨时的停控，且在自标定模式下完成电涡流位移传感器零位和当量系数的标定，且在扫频模式下能够实现音圈电机的工作状态和结构频率变化，且在稳态控制模式下实现稳态控制，且在指向控制模式下实现指向调节和稳定控制，且在故障稳态控制模式下实现故障状态下的稳态控制，且在故障指向控制模式下实现故障状态下的指向调节控制和稳定；
(7)得到第二测微陀螺控制功能，如果得到的控制功能符合步骤(1)得到的超精超稳超敏捷控制在轨验证所需的功能，则超精超稳超敏捷控制在轨验证通过，否则重新设计超精超稳超敏捷控制算法、三超作动控制平台。
所述的功能包括主动段及入轨后根据遥控指令解锁前压紧锁紧装置为压紧状态、根据遥控指令控制压紧锁紧装置解锁、在轨试验期间第二测微陀螺低频抑制及高频隔振功能、在轨试验期间第二测微陀螺指向调节能力、调节精度、稳定能力。
所述的性能指标要包括待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元的控制性能包括三轴10ms内稳定度小于0.04″、三轴指向精度优于0.1″、指向调节稳定时间小于1s；待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元、星体安装板、第一测微陀螺安装、第二测微陀螺功耗约束包括长期功耗、短期功耗。
所述的待验证三超作动控制平台、三超作动控制单元的在轨测试流程为：压紧解锁装置在轨解锁后，通过地面遥控指令依次进行扫频测试、自标定模式、稳态控制模式、指向控制模式；当三超作动控制平台发生故障时，进行故障稳态控制模式、故障指向控制模式；最后进行正常无故障情况下的稳态控制模式、指向控制或故障情况下的故障稳态控制模式和故障指向控制模式。
所述的作动器包括音圈电机、电涡流位移传感器、膜簧、柔性铰、位移机械限位，电涡流位移传感器位于六个作动器中，膜簧提供作动器的轴向刚度，柔性铰实现作动器轴向运动到第二测微陀螺六自由度方向运动的传递，位移机械限位限制作动器的最大轴向运动，保护电涡流位移传感器；作动器通过电涡流位移传感器测量位置偏差并根据三超作动控制单元输出的控制信号，驱动音圈电机施加对第二测微陀螺的控制力和控制力矩，通过六个作动器协同工作，最终实现对于第二测微陀螺的超精超稳超敏捷控制；
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求5任一所述方法的步骤。
一种超精超稳超敏捷控制在轨验证测试终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1-权利要求5任一所述方法的步骤。
一种超精超稳超敏捷控制系统，包括三超作动控制平台、三超作动控制单元、星体安装板、第一测微陀螺、第二测微陀螺；星体安装板安装卫星上，三超作动控制平台、三超作动控制单元、第一测微陀螺安装在星体安装板上，第二测微陀螺安装在三超作动控制平台；其中：
三超作动控制平台包括六个并联的作动器、平台结构、压紧解锁装置，六个并联作动器连接于平台结构和星体安装板之间，压紧解锁装置一端连接于星体安装板，另一端连接于平台结构中心位置，压紧解锁装置在发射段将平台结构与星体安装板锁定，入轨后解锁使平台结构与压紧解锁装置分离，实现六个并联作动器在三超作动控制单元的控制下正常工作；
三超作动控制单元实现三超作动控制平台中电涡流位移传感器、第二测微陀螺测量信号的采集，实时解算得到控制信号，实现对于第二测微陀螺的超精超稳超敏捷控制；
第一测微陀螺、第二测微陀螺分别实时测量自身位置处的角速度；
所述的作动器包括音圈电机、电涡流位移传感器、膜簧、柔性铰、位移机械限位，电涡流位移传感器位于六个作动器中，膜簧提供作动器的轴向刚度，柔性铰实现作动器轴向运动到第二测微陀螺六自由度方向运动的传递，位移机械限位限制作动器的最大轴向运动，保护电涡流位移传感器；作动器通过电涡流位移传感器测量位置偏差并根据三超作动控制单元输出的控制信号，驱动音圈电机施加对第二测微陀螺的控制力和控制力矩，通过六个作动器协同工作，最终实现对于第二测微陀螺的超精超稳超敏捷控制。
所述的三超作动控制平台还包括位于平台结构和星体安装板之间的电涡流位移传感器，作为作动器中电涡流位移传感器的备份
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，实现了对三超平台和三超控制的在轨验证。在原有卫星姿态控制系统基础上安装具有振动隔离、扰振抑制和精确指向调节的三超平台，通过三超平台的被动隔振，实现高频抖动隔离；通过三超平台的主动控制实现载荷光轴的高精度高稳定度指向控制。最终实现航天器超精超稳超敏捷控制。
(2)本发明提出一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，实现对三超控制性能进行测试验证。通过三超作动控制平台柔性环节的设计实现六自由度方向高频振动衰减，验证在轨验证系统高频振动被动隔离能力；通过三超作动控制平台指向偏差测量及作动器分配律计算形成闭环控制系统，验证在轨验证系统低频扰振主动抑制能力；通过地面指向调节指令控制，验证在轨验证系统主动指向调节能力并评估指向精度和快速稳定能力。
(3)本发明通过在三超作动控制平台上、下平台安装高精度高带宽的测微陀螺，并对比上、下平台测微陀螺的测试结果，为“三超”控制性能指标的在轨验证提供了一种有效并可靠的评估方法。
(4)本发明提出了柔性元件(膜簧和柔性铰)发射压紧锁定及在轨释放方法。在主动段将三超作动控制平台压紧，入轨后解锁使三超作动控制平台正常工作，成功解决了在轨验证系统中柔性元件过发射主动段和在轨功能实现的问题。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为本发明方法在轨验证系统硬件部分组成示意图；
图3为本发明方法在轨验证系统硬件部分组成三维结构图；
图4为本发明方法在轨验证系统三超作动控制平台结构图；
图5为本发明方法在轨验证系统三超作动控制平台中作动器结构图；
图6为本发明方法在轨验证系统软件部分中控制算法框图；
图7为本发明方法在轨验证系统地面试验稳态控制测试结果图；
图8为本发明方法在轨验证系统地面试验指向控制测试结果图；
图9为本发明方法在轨验证系统地面试验指向控制测试结果局部放大图；
图10为本发明方法在轨验证系统地面试验指向控制快速稳定时间测试结果图。
具体实施方式
本发明方法提出了一种超精超稳超敏捷控制在轨验证方法，采用图1所示的流程完成在轨验证系统设计，具体步骤如下：
(1)确定超精超稳超敏捷在轨验证系统的功能和性能指标要求；
在轨验证系统具有如下功能要求：
“三超”搭载验证系统具有如下性能指标要求：
在轨验证系统具有如下性能指标要求：
1)三轴10ms内短期稳定度小于0.04″(3σ)；
2)三轴指向精度优于0.1″(3σ)；
3)敏捷机动后稳定时间小于1s；
总重量≤42kg(含内部自带电缆)；
长期功耗(一次电源)：≤100w；
短期功耗(一次电源)：≤150w；
(2)根据步骤(1)所述的超精超稳超敏捷在轨验证系统的功能和性能指标要求，设计在轨验证系统。主要包括：在轨验证系统硬件部分和在轨验证系统软件部分。
(3)如图2和图3所示，步骤(2)所述的在轨验证系统硬件部分主要包括：星体安装板、三超作动控制平台、三超作动控制单元、两套测微陀螺；
如图4所示，三超作动控制平台主要包括：由六个并联的作动器、压紧解锁装置和平台结构组成；如图5所示，每个作动器包括音圈电机，电涡流位移传感器，弹性膜簧，柔性球铰，位移机械限位；压紧解锁装置，在主动段将上平台压紧，入轨后解锁使上平台与锁紧机构分离。
三超作动控制平台具体包括：：
三超作动控制单元主要包括：运算处理模块、模拟信号处理模块、音圈电机驱动模块、二次电源模块、数据存储模块；
测微陀螺为具有高精度高带宽的光纤陀螺。
本发明方法选择在轨验证所需的硬件部分包括星体安装板、三超作动控制平台、三超作动控制单元、两套测微陀螺，整个在轨验证系统通过星体安装板安装于卫星上，三超作动控制平台、三超作动控制单元、一套测微陀螺安装于星体安装板不同位置上，另一套测微陀螺安装于三超作动控制平台上；
星体安装板用于连接卫星和在轨验证系统的各硬件部分；
三超作动控制平台主要包括六个并联的作动器、平台结构、压紧解锁装置，六个并联作动器连接于平台结构和星体安装板之间，平台结构通过中心圆盘设计提供测微陀螺2载荷的安装接口，并通过六个翼展结构连接六个作动器，压紧解锁装置一端连接于星体安装板，另一端连接于平台结构中心位置，压紧解锁装置发射段将平台结构与星体安装板锁定，承受发射时力学环境，保护作动器，入轨后解锁使平台结构与压紧解锁装置分离，释放运动空间，实现作动器正常工作。作动器包括音圈电机、电涡流位移传感器、膜簧、柔性铰、位移机械限位。电涡流位移传感器包括两种形式，分别位于6个作动器中以及平台结构和星体安装板之间，两者互为备份，膜簧提供作动器的轴向刚度，并且还具有铰链的功能。柔性铰释放约束自由度，实现作动器轴向运动到载荷六自由度方向运动的传递，位移机械限位用于限制作动器的最大轴向运动，保护电涡流位移传感器。作动器通过电涡流位移传感器测量结果与给定目标的测量偏差，通过一定的控制算法输出控制信号，驱动音圈电机施加对载荷的控制力和控制力矩，通过六个作动器协同工作，最终实现对于载荷的超精超稳超敏捷控制；
三超作动控制单元主要用于实现传感器测量信号的采集，高速实时控制解算，控制信号的输出，数据存储等功能，主要包括：运算处理模块、模拟信号处理模块、音圈电机驱动模块、二次电源模块、数据存储模块；
两套测微陀螺结构形式和性能指标一致，均由三个斜装光纤陀螺头以及机械连接结构组成，具有高测量精度和高测量带宽，安装于三超作动控制平台上的一套测微陀螺用于模拟载荷，并且测量结果用于在轨验证系统的闭环控制以及在轨验证系统中指向调节能力、调节精度、稳定能力等指标的定量评估，安装于星体安装板的另一套测微陀螺通过与三超作动控制平台上测微陀螺的测量结果对比，验证在轨验证系统低频抑制及高频隔振功能。
(4)步骤(3)所述的在轨验证系统软件部分主要包括：安装于三超作动控制单元中的软件及控制算法；
如图6所示，所述的在轨验证系统控制算法为：
对于高频段振动，通过三超作动控制平台作动器中的挠性结构实现高频振动隔离。对于低频段振动，通过三超作动控制平台上平台安装的测微陀螺2测量姿态信息(去除轨道角速度后)，根据上平台稳态指向以及地面指令确定的目标指向，计算指向偏差并通过作动器分配律控制各作动器进行运动，形成作动器运动指令。同时通过作动器中的位移传感器测量获得实际杆长，并采用pid控制器修正作动器运动指令。此外为提升三超作动控制平台运行可靠性，方案设计时在上下平台之间、作动器内均设计安装位移传感器，确保当单杆中位移传感器出现故障时，使用三超作动控制平台上下平台之间的位移传感器测量结果，仍可解算输出各作动器运动指令。
(5)将步骤(3)和(4)的在轨验证系统硬件部分和软件部分组装成在轨验证系统，并通过地面试验测试获得测试结果，以此验证功能性能是否达到要求，如满足功能性能要求，则进入下一步，否则，返回(3)和(4)重新设计三超作动控制平台和控制算法。直至满足要求；
在轨验证系统的安装形式为：三超作动控制平台下平台、三超作动控制单元、测微陀螺1安装于搭载验证系统结构支撑板，并通过支撑板直接与搭载卫星结构相连，测微陀螺2则安装在三超作动控制平台的上平台上，通过上、下平台测微陀螺的对比评估“三超”控制效果；
构建在轨验证系统地面测试环境，对在轨验证系统的功能和性能指标要求进行测试，测试结果如下所示。
表1在轨验证系统功能要求符合性表
表1在轨验证系统性能指标符合性表
终上所述，通过稳态控制模式来考察在轨验证系统的指向精度、短期稳定度；通过指向调节模式来考察在轨验证系统的指向精度以及敏捷机动能力。
如图7、图8、图9、图10所示的地面试验测试结果表明：在轨验证系统三轴指向精度指标均满足小于0.1角秒、10ms内短期稳定度均满足小于0.04角秒、50角秒指向调节后稳定时间满足小于1s的设计指标。地面测试结果表明：在轨验证系统满足设计的功能和性能要求。
(6)针对步骤(5)，设计在轨验证系统在轨验证的测试流程和方案；
在轨验证系统的主要工作模式及功能为：压紧模式，实现在轨验证系统发射主动段的锁紧；停控模式，实现在轨验证系统在轨时的停控；自标定模式，完成在轨验证系统中电涡流位移传感器零位和当量系数的标定；扫频模式，测试在轨验证系统中音圈电机的工作状态和在轨验证系统在轨工作时的结构频率；稳态控制模式，实现在轨验证系统的稳态控制；指向控制模式，实现在轨验证系统的指向调节和快速稳定控制；故障稳态控制模式，实现在轨验证系统故障状态下的稳态控制；故障指向控制模式，实现在轨验证系统故障状态下的指向调节控制和快速稳定；
在轨测试流程为：压紧解锁装置在轨解锁后，通过地面遥控指令依次进行扫频测试、自标定模式、稳态控制模式、指向控制模式；当三超作动控制平台发生故障后，可转入故障稳态控制模式和故障指向控制模式；最终通过正常无故障情况下的稳态控制模式、指向控制或故障情况下的故障稳态控制模式和故障指向控制模式的测试数据并进行数据后处理，得到在轨状态下的“三超”控制实测指标。
(7)如步骤(6)的在轨状态下的“三超”控制实测指标满足性能指标要求，则结束，否则返回步骤(4)，重新调整三超作动控制单元控制算法中的控制参数，直至满足要求。
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。
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