一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法与流程

本发明涉及一种三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，即航天器中的主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，属于航天器姿态控制领域。

背景技术：

目前，航天器普遍采用飞轮、控制力矩陀螺等含有高速转子的部件作为姿态控制系统的执行机构。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。这无法满足天文观测、极高分辨率对地观测等这类具有光学载荷高性能控制要求的航天任务需求。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。

在现有航天器控制系统中，航天器本体和载荷刚性连接，航天器本体中的抖动和微振动直接传递到载荷，影响光学载荷高品质成像性能。而目前的姿态控制方法首先于姿态敏感器等测量精度和测量带宽限制，无法实现对高频抖动的隔离抑制。目前的控制系统存在以下不足：

1、无法实现航天器本体的高频微振动的隔离抑制

在目前航天器的姿态控制系统中，载荷和航天器本体采用刚性连接。航天器本体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，造成光学载荷无法进一步提高成像质量。而传统的航天器姿态系统，受限于控制器带宽和执行机构的精度无法实现对挠性振动和高频微振动的主动控制，进一步提高航天器本体的控制精度和稳定度受到限制。

2、无法对模型不确定性进行补偿，控制精度较低

大多数载荷控制研究中，往往采取“前馈+反馈”的控制形式，再将控制力矩按雅克比矩阵分配到各个作动器上，当模型存在不确定性，或作动器安装点存在误差时，传统控制方法的前馈量会出现误差，导致精度下降。因此有必要开发一种鲁棒控制方法，针对每个作动器设计控制器，使得每个作动器的控制误差能够单独得到反馈，同时考虑模型的不确定性，保证对作动器的高精度控制，实现载荷的三超性能控制。

3、无法跟踪控制需求实现刚度阻尼调节，实现全频段扰动抑制

现有的控制方法中，往往采取反馈的控制形式，针对通过刚度系数和阻尼系数进行传递的外部扰动，无法根据控制需求进行合理的利用或者抵消扰动，引起光学载荷一定的波动，且收敛时间较长。因此有必要一种自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，针对不同的控制模式，实时进行刚度和阻尼的自适应调节，实现载荷外部扰动的快速抑制，提高载荷稳定度。

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，提出了一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，即航天器中的主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，能够实现航天器的光学载荷高精度指向控制高稳定度控制，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。

本发明的技术解决方案是：一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，包括如下步骤：

(1)在航天器本体与载荷之间，安装主动指向超静平台；安装主动指向超静平台由n个作动器并联安装构成；每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分：直线电机能够驱动弹簧-阻尼被动环节，位移传感器能够测量直线电机的平动位移；载荷和主动指向超静平台组成二级控制系统；

(2)建立主动指向超静平台与载荷之间的动力学模型，设定包含作动器输出力矢量、作动器的扰动力矢量与直线电机的控制力之间的关系；

(3)对作动器中直线电机设计鲁棒控制器，获得直线电机的控制力；

(4)根据航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制的需求，设计单个作动器的全频段扰动激振，求得每个作动器的刚度系数、阻尼系数，根据每个作动器的刚度系数、阻尼系数和直线电机的控制力，获得作动器输出力矢量；

(5)采用六自由度激振试验，进行主动指向超静平台变刚度变阻尼全频段扰动抑制测试，获得作动器的扰动力矢量；

(6)将步骤(3)获得的直线电机的控制力、步骤(4)获得的作动器输出力矢量和步骤(5)获得的作动器的扰动力矢量，代入步骤(2)的主动指向超静平台与载荷之间的动力学模型中后，利用直线电机的控制力对作动器的扰动力矢量进行控制，从而实现对主动指向超静平台受到的低频扰动抑制，实现载荷超高稳定度控制。

优选的，航天器三超控制系统的控制对象，包括：航天器本体、载荷和主动指向超静平台；航天器三超控制系统，包括：测量敏感器；

优选的，航天器三超控制系统中的测量敏感器，包括：载荷测微敏感器、星敏感器；载荷测微敏感器能够测量载荷的角速度、星敏感器能够测量载荷的惯性姿态；

优选的，主动指向超静平台安装在航天器本体与载荷之间，由n个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分：直线电机驱动弹簧-阻尼被动环节，位移传感器用于测量直线电机的平动位移。

优选的，(2)在作动器空间中建立载荷的动力学模型如下：

其中，m1(δq,σ)为二级控制系统的质量矩阵，为二级控制系统二级控制系统的阻尼矩阵，为二级控制系统的非线性项；l为作动器的长度矢量，up为作动器输出力矢量；ud表示作动器的扰动力矢量。

优选的，作动器的长度矢量l＝(l1、…、ln),li为第i个作动器长度，i＝1、…、n。

优选的，作动器输出力矢量为第i个作动器的输出力，i＝1、…、n。

优选的，作动器的扰动力矢量为第i个作动器的扰动力。

优选的，步骤(6)后还包括步骤(7)

(7)将主动指向超静平台与载荷垂直安装在六自由度激振试验台上通过测量六自由度激振试验台角速度以及载荷角速度进行主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动测试，得到测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度；根据测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度，得到扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率，用于验证步骤(1)～(5)的三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法是否满足要求。

优选的，步骤(7)后还包括步骤(8)；

(8)判断扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率是否满足要求，若扰动频率下的主动指向超静平台扰动衰减率小于要求的衰减率阈值，则判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法满足要求；否则，判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法不满足要求。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)目前的航天器姿态控制系统只有航天器本体一级姿态控制。载荷和航天器本体刚性连接，航天器本体平台的中高频微振动直接传递在载荷，严重降低了载荷的稳定度指标，而本发明通过自适应变刚度变阻尼实现微振动隔离抑制提高载荷稳定度指标。

(2)本发明的方法设计的航天器“三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，通过自适应改变主动指向超静平台的补偿刚度系数和补偿阻尼数，实现中高频扰动(>10hz)的20db的衰减，实现航天器本体平台中低频扰动(<10hz)10db的衰减，提高载荷稳定度以及快速收敛时间。

(3)本发明实现了对模型不确定性的补偿，提高控制精度，通过将载荷动力学模型建立在作动器空间中，针对每个作动器设计控制器，使得每个作动器的控制误差能够单独得到反馈，同时考虑模型的不确定性，通过设计作动器未建模扰动的实时补偿，保证对作动器的高精度控制，从而实现载荷的三超性能控制。

附图说明

图1为本发明方法的示意图；

图2为载荷和航天器本体相对位置与相对姿态误差曲线。

图3为自适应变刚度变阻尼衰减率曲线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，适用于具有光学载荷高质量成像要求的天基天文观测等领域。为实现光学载荷高质量成像，要求航天器控制系统实现对光学载荷的“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等“三超”控制。在航天器本体与载荷之间安装具有变刚度变阻尼主动控制能力的主动指向超静平台，是一种独到的解决方法。针对此，本发明提出了一种航天器“三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，实现光学载荷外部全频段扰动1-2个数量级的衰减，提高了光学载荷的控制精度、稳定度和扰动下的快速稳定性能。主要思路为：(1)建立超静平台-载荷动力学模型，并将其转换到超静平台的作动器空间；(2)设计航天器“三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法；(3)设计了六自由度全频段激振方法和试验装置，通过全物理试验检验了自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，实现对载荷的三超性能控制。

本发明方法提出一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，适用于高分辨率对地观测、天基天文观测等航天器姿态控制领域。“三超”控制是指使航天器具备“超高精度”、“超高稳定度”、“超敏捷”指向观测目标能力的控制方法。

航天器三超控制系统的控制对象，包括：航天器本体、载荷和主动指向超静平台；主动指向超静平台用于抑制航天器本体的扰动并实现载荷超高精度指向与超高稳定度控制。载荷用于对目标进行高质量成像观测。

航天器三超控制系统，包括：测量敏感器；所述测量敏感器，包括：载荷测微敏感器、星敏感器；载荷测微敏感器能够测量载荷的角速度、星敏感器能够测量载荷的惯性姿态。

本发明采用图1所示结构图完成一种航天器“三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，优选方案包括如下步骤：

(1)在航天器本体与载荷之间，安装主动指向超静平台；安装主动指向超静平台由n个作动器并联安装构成；每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分：直线电机能够驱动弹簧-阻尼被动环节，位移传感器能够测量直线电机的平动位移；载荷和主动指向超静平台组成二级控制系统，优选方案具体如下：

航天器三超控制系统的控制对象，包括：航天器本体、载荷和主动指向超静平台；载荷和主动指向超静平台组成二级控制系统；航天器三超控制系统，包括：测量敏感器；

主动指向超静平台安装在航天器本体与载荷之间，由n个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分：直线电机驱动弹簧-阻尼被动环节，位移传感器用于测量直线电机的平动位移。航天器三超控制系统中的敏感器，包括：载荷测微敏感器、星敏感器；载荷测微敏感器能够测量载荷的角速度、星敏感器能够测量载荷的惯性姿态；

(2)建立主动指向超静平台与载荷之间的动力学模型，设定包含作动器输出力矢量、作动器的扰动力矢量与直线电机的控制力之间的关系，优选方案如下：

建立主动指向超静平台与载荷之间的动力学模型，优选方案具体如下：

其中，m1(δq,σ)为二级控制系统的质量矩阵，为二级控制系统的阻尼矩阵，为二级控制系统的非线性项，作动器的长度矢量l＝(l1、…、ln)，li为第i个作动器长度，i＝1、…、n，作动器输出力矢量为第i个作动器的输出力；

作动器的扰动力矢量为第i个作动器的扰动力；δq为载荷与航天器本体之间的相对姿态，σ为动力学模型不确定项。

其优选的计算公式分别为：

m1(δq,σ)＝m0(δq,0)+δm1，

其中，m0(δqd,0)表示二级控制系统的质量矩阵的标称值，简称m0；mli为第i个作动器的等效质量；δq为载荷与航天器本体之间的相对姿态四元数，rδ为载荷与航天器本体之间的相对位移，θδ为载荷与航天器本体之间的相对姿态欧拉角，jp为主动指向超静平台雅克比矩阵，jp^t为jp的转置；δm1二级控制系统的质量矩阵的不确定项,优选取m0的5％～20％。表示二级控制系统的阻尼矩阵的标称值，简称c0；cli为第i个作动器的等效阻尼系数；δc1表示二级控制系统的阻尼矩阵的不确定项，优选取c0的5％～20％。表示二级控制系统的非线性项的标称值，简称kli为第i个作动器的等效刚度系数；为第i个作动器和第j个作动器的等效刚度耦合系数；δg1表示二级控制系统的非线性项的不确定值；优选取g0的5％～20％。qb为航天器本体姿态测量值；fa为直线电机的控制力，作动器的刚度系数矢量ηk＝[ηk1…ηkn]；ηki∈(030000)表示第i个作动器的刚度系数；作动器的阻尼系数矢量ηc＝[ηc1…ηcn]，ηci∈(0100)表示第i个作动器的阻尼系数；作动器的弹簧变形量矢量δl＝＝[δlk1…δlkn]，δlki表示第i个作动器的弹簧变形量；

(3)对作动器中直线电机设计鲁棒控制器，获得直线电机的控制力，优选方案具体如下：

对作动器中直线电机设计如下形式的鲁棒控制器：

fa＝u1+u2

式中，

其中，w为滑模面方程，s＝diag(si)∈r^6×6，其中鲁棒控制器的设计参数优选为si∈(0100)，鲁棒控制器的设计参数kp,kv∈r^6×6为对称正定的系数矩阵，作动器期望长度矢量ld＝(ld1、…、ldn)；ldi表示第i个作动器期望长度；作动器位移控制误差e＝ld-l；为作动器的刚度系数矢量估计值；表示作动器的阻尼系数矢量估计值；ρmax∈(0100)为增益系数，优选ε∈(010)为控制器设计系数，且满足kp+skv>0。表示扰动估计，优选方案具体如下。

其中，λ∈(010)k0∈(01)为扰动估计参数。

将设计的鲁棒控制器计算的直线电机的控制力fa代入步骤(2)中。

(4)根据航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制的需求，设计单个作动器的全频段扰动激振，求得每个作动器的刚度系数、阻尼系数，根据每个作动器的刚度系数、阻尼系数和直线电机的控制力，获得作动器输出力矢量，优选方案具体如下：

根据航天器“三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制的需求，设计单个作动器的全频段扰动激振，实现第i个作动器(i＝1,2,…,n)的刚度系数ηki、阻尼系数ηci的自适应估计，具体为：

针对第i个作动器(i＝1,2,…,n)的刚度系数ηki、阻尼系数ηci，建立自适应驱动模型为：

式中，ω0为作动器受到的外部干扰基频，j为外部干扰的第j阶谐波分量。w11、w12、w21、w22为谐波系数。

采用最小二乘迭代求解上述谐波系数，具体为

u1(k)＝w^t1(k)x1(k)

w1(k+1)＝w1(k)+μ1x1(k)e1(k)

其中，x1(k)＝[cos(ω0j),sin(ω0j)]^t为扰动信号矢量，w1(k)＝[w11(k),w12(k)]^t为k时刻的权系数矢量，为权重系数递推误差，k时刻x1(k)的估计值。μ1∈(01)为遗忘因子系数；w1(k+1)为k+1时刻的权系数矢量；

按式u1(k)＝w^t1(k)x1(k)和式w1(k+1)＝w1(k)+μ1x1(k)e1(k)进行迭代更新，最终可使e1(k)→0，得到最优权系数

同理，采用上述最小二乘迭代求解谐波系数。具体为

u2(k)＝w2^t(k)x2(k)

w2(k+1)＝w2(k)+μ2x2(k)e2(k)

其中，x2(k)＝[cos(ω0j),sin(ω0j)]^t为扰动信号矢量，w2(k)＝[w21(k),w22(k)]^t为k时刻的权系数矢量，为权重系数递推误差，为k时刻x2(k)的估计值。μ2∈(01)为遗忘因子系数；w2(k+1)为k+1时刻的权系数矢量；

按式u2(k)＝w^t2(k)x2(k)和式w2(k+1)＝w2(k)+μ2x2(k)e2(k)进行迭代更新，最终可使e2(k)→0，得到最优权系数

第i个作动器的阻尼系数估计值与刚度系数估计值表示如下：

将与形成矢量形式后，代入步骤(3)的式

中，给和赋值，得到u1，通过u1和u2求得fa；从而求得作动器输出力矢量up。

(5)采用六自由度激振试验，进行主动指向超静平台变刚度变阻尼全频段扰动抑制测试，获得作动器的扰动力矢量，优选方案具体如下：

采用六自由度激振试验，进行主动指向超静平台变刚度变阻尼全频段扰动抑制测试，求得ud，具体为：

在低频激励时，设计六自由度激振试验台的超前校正环节，表示

六自由度激振试验台，用于产生0.1hz-300hz的全频段扰动。

其中优选a∈(0100)、t∈(01)为超前校正环节的参数，通过调节a、t的值能够调节超前校正环节的特性；s为拉普拉斯算子；

超前校正环节用来提供六自由度激振试验台正的相移，相位超前主要发生在频段而且超前相位角的最大值为：

超前相位角是指：六自由度激振试验台驱动电流的相位角，用于补偿作动器时延。

此时主动指向超静平台受到的低频扰动ud可表示为：

ud＝gc(s)vs

式中，vs为六自由度激振试验台的低频扰动输入电压。

(6)将步骤(3)获得的直线电机的控制力、步骤(4)获得的作动器输出力矢量和步骤(5)获得的作动器的扰动力矢量，代入步骤(2)的主动指向超静平台与载荷之间的动力学模型中后，利用直线电机的控制力对作动器的扰动力矢量进行控制，从而实现对主动指向超静平台受到的全频段扰动抑制，实现载荷超高稳定度控制。

优选还包括以下步骤(7)、(8)进行验证，以进一步提高扰动抑制方法的可靠性。

(7)将主动指向超静平台与载荷垂直安装在六自由度激振试验台上通过测量六自由度激振试验台角速度以及载荷角速度进行主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动测试，得到测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度；根据测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度，得到扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率，用于验证步骤(1)～(5)的三超”控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法是否满足要求，优选方案具体如下：

将主动指向超静平台与载荷垂直安装在六自由度激振试验台上通过测量六自由度激振试验台角速度以及载荷角速度进行主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动测试，得到测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度；根据测量的载荷角速度和测量的六自由度激振台的角速度，得到扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率，用于验证自适应变刚度变阻尼全频段扰动方法的优势，具体为：

其中，ωp(ω0j)为扰动频率ω0j的载荷测量的角速度，ωb(ω0j)为扰动频率ω0j的六自由度激振台测量的角速度。fa(ω0j)为扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率。

(8)判断扰动频率ω0j下的主动指向超静平台扰动衰减率是否满足要求，若扰动频率下的主动指向超静平台扰动衰减率小于要求的衰减率阈值，则判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法满足要求；否则，判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法不满足要求，优选方案具体如下：

判断fa(ω0j)是否满足要求，优选若fa(ω0j)小于0.1则判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法满足要求；否则，则判定自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法不满足要求；若主动指向超静平台正常工作，通过物理试验验证，能够获得fa(ω0j)小于0.1的正确结论。如果不满足要求，需要对主动指向超静平台的工作状态进行确认，排除故障，保证各个部件正常工作后，重复步骤(2)～(5)，则可以得到正确结论。

本发明采用图1所示结构图，实现一种航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，进一步的优选方案具体方法如下：

(1)航天器三超控制系统包括航天器本体控制回路和载荷控制回路，其中载荷控制回路包含载荷与主动指向超静平台，主动指向超静平台安装在航天器本体与载荷之间，由多个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分：位移传感器用于测量直线电机的平动位移。航天器三超控制系统用到的敏感器包括：航天器本体陀螺测量航天器本体的角速度、星敏感器测量航天器本体的惯性姿态。

(2)在作动器空间中建立载荷的动力学模型如下：

其中m1(δq,σ)为系统的质量矩阵，为系统的阻尼矩阵，剩余非线性项，l为作动器长度，up为作动器总输出力，δq为真实空间中载荷与航天器本体的相对状态量，σ为模型不确定项，其计算公式分别为：

其中，m0,c0,g0分别为m1,c1,g1以给定位姿测量δqd和为变量的标称值，δq为期望的载荷与航天器本体的相对状态量，为航天器本体状态量测量值的二阶导数，δm1,δc1,δg1则为各矩阵的不确定项，fa为需要设计的直线电机控制量，ηk＝[ηk1…ηkn],ηc＝[ηc1…ηcn],分别表示刚度矩阵和阻尼矩阵，δl＝＝[δlk1…δlkn]为作动器变形量，n＝6为主动指向超静平台包含的作动器个数。

mli＝100为第i个作动器的等效质量；jp为主动指向超静平台雅克比矩阵，具体为

jp＝[0.6974-0.06710.7136-0.3129-0.13670.2929；

-0.6974-0.06710.7136-0.31290.1367-0.2929；

-0.29050.63750.71360.2748-0.20260.2929；

0.4068-0.57040.71360.0381-0.3393-0.2929；

-0.4068-0.57040.71360.03810.33930.2929；

0.29050.63750.71360.27480.2026-0.2929]

δm1二级控制系统的质量矩阵的不确定项,取m0的5％。cli＝40为第i个作动器的等效阻尼系数；δc1表示二级控制系统的阻尼矩阵的不确定项，取c0的5。kli＝15000为第i个作动器的等效刚度系数；为第i个作动器和第j个作动器的等效刚度耦合系数；δg1表示二级控制系统的非线性项的不确定值；取g0的5％。ηki＝15000表示第i个作动器的刚度系数；ηci＝40表示第i个作动器的阻尼系数；

将航天器模型参数带入上述各式，mb＝765kgib＝diag(692.0,643.1,685.0)kgm²，mp＝510kg，ip＝diag(200.0,200.0,80.0)kgm²，作动器刚度kj＝15000.0n/m，作动器阻尼cj＝40.0n/m，得到航天器两级复合控制系统模型。

(3)对直线电机设计如下形式的鲁棒控制器：

fa＝u1+u2

式中，

其中，w为滑模面方程，s＝diag(si)∈r^6×6，kp,kv∈r^6×6为对称正定的系数矩阵，ld为作动器期望长度，ρmax为滑模增益，ε为边界层参数，各控制参数取值为：kp＝60000·e6，kv＝100·e6，si＝100，ρmax＝0.4，ε＝4.2×10^-5。

其中，λ＝1.2k0＝0.34为扰动估计参数。e6为6×6的单位矩阵。

(3)采用六自由度激振试验，进行主动指向超静平台变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，具体为：

在低频激励时，设计六自由度激振试验台的超前校正环节为

其中a＝1.2、t＝0.25为超前校正环节的参数，通过调节a、t的值能够调节超前校正环节的特性；s为拉普拉斯算子；

超前校正环节用来提供六自由度激振试验台正的相移，相位超前主要发生在频段而且超前相位角的最大值为：

超前相位角是指：六自由度激振试验台驱动电流的相位角，用于补偿作动器时延。

此时主动指向超静平台受到的低频扰动ud可表示为

ud＝gc(s)vs

vs为低频扰动的输入电压。

(6)通过测量六自由度激振台角速度以及载荷角速度进行主动指向超静平台自适应变刚度变阻尼全频段扰动测试，具体为：

其中，ωp(ω0j)为扰动频率ω0j的载荷测量的角速度，ωb(ω0j)为扰动频率ω0j的六自由度激振台测量的角速度。fa(ω0j)为扰动频率ω0j的主动指向超静平台扰动衰减率。

(7)超精超稳超敏捷卫星平台作动器-任务空间鲁棒控制稳态性能校核。将上述控制方法和带入航天器载荷动力学中进行载荷对航天器本体的相对位姿控制，考察本方法提出的作动器-任务空间鲁棒控制性能。如图2所示，(dθx、dθy、dθz分别表示航天器本体与载荷滚动轴相对姿态、俯仰轴相对姿态、偏航轴相对姿态；dx、dy、dz分别表示航天器本体与载荷x轴相对位移、y轴相对位移、z轴相对位移)在10-30秒稳态过程中施加于航天器本体上三轴喷气干扰力矩，干扰力矩作用大小为x轴2nm，y轴1.4nm，z轴0.8nm，作用力矩采用矩形波信号。从仿真结果可以看出，应用本发明提出控制方法后航天器本体与载荷的相对姿态误差达到了0.022°以内，相对位置误差达到了0.0027mm以内，具有较高控制精度、较高稳定度和较高鲁棒性，同时由于方法中设计了基于作动器-任务空间的干扰观测器，能够只对转动方向的相对姿态偏差进行估计补偿，在平动自由度不作控制，避免了相对位置平度误差引起的过补偿。表明本发明提出的基于观测器的超精超稳超敏捷卫星平台作动器-任务空间鲁棒控制方法对提高载荷相对位姿控制的精度稳定度具有明显效果。

(8)设置六自由度激振台扰动基频变换范围优选为ω0＝0.1～100hz，单次扫频时间100s，每个扫频谐波分量系数j＝1。进行x、y、z三个方向和滚动、俯仰、偏航三轴的扰动试验。针对每个频率点的扫频测试，记录六自由度激振台的角速度幅值ωp和经过主动指向超静平台控制后的载荷角速度ωb，计算fa(ω0j)，绘制频率ω0与衰减率fa(ω0j)的二维曲线，验证对于所有的ω0，都有fa(ω0j)<0.1。如图3所示，绘制了六自由度激振台扫频频率为ω0＝0.1～100hz的扰动衰减率曲线。衰减率fa(ω0j)最大值为0.07。验证了扰动幅值一个数量级以上的衰减，实现了载荷超高精度、超高稳定度、超敏捷控制性能。

本发明通过自适应变刚度变阻尼实现微振动隔离抑制提高载荷稳定度指标，且本发明的方法设计的航天器三超控制自适应变刚度变阻尼全频段扰动抑制方法，通过自适应改变主动指向超静平台的补偿刚度系数和补偿阻尼数，实现中高频扰动(>10hz)的20db的衰减，实现航天器本体平台中低频扰动(<10hz)10db的衰减，提高载荷稳定度以及快速收敛时间。

本发明实现了对模型不确定性的补偿，提高控制精度，通过将载荷动力学模型建立在作动器空间中，针对每个作动器设计控制器，使得每个作动器的控制误差能够单独得到反馈，同时考虑模型的不确定性，通过设计作动器未建模扰动的实时补偿，保证对作动器的高精度控制，从而实现载荷的三超性能控制。

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。