一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法和系统与流程

文档序号:31053605发布日期:2022-08-06 09:35阅读:161来源:国知局
一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法和系统与流程

1.本发明涉及一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法和系统,属于控制技术领域。


背景技术:

2.磁悬浮轴承是一种利用磁场力将转子悬浮起来的一种高性能轴承。由于磁悬浮轴承具有无摩擦、无磨损、无需润滑、低成本、低损耗、寿命长等众多优点,它既可应用于高速运动场合又可应用于低速洁净场合等广泛的应用领域。
3.旋转扫描卫星通过载荷(如相机等)稳速旋转的摆扫、环扫(也称之为圆锥扫)等实现了扫描轨迹与飞行轨迹相交,从而显著扩大载荷的扫描范围。在相机等载荷的快速扫描成像或拼接成像等模式下,可实现千公里级的超宽幅成像。该磁悬浮旋转扫描卫星可用于高分辨率载荷等的快速大范围高分辨率成像。可用于地面详查和海面、陆地和空中移动目标的快速搜寻和大范围跟踪。
4.将磁悬浮轴承应用于旋转扫描卫星上,即构成磁悬浮旋转扫描成像遥感卫星,它可实现遥感载荷的超幅宽高分成像。该卫星主要由包括提供能源、姿轨控、热控等系统服务的平台舱和主要由旋转扫描相机和星敏感器等构成的载荷舱;而动、静两舱之间通过磁悬浮旋转关节软连接,磁悬浮旋转关节既可隔离平台舱的宽频扰振,又可对载荷舱的位姿进行二次精调,从而使得相机等载荷的指向具有超精超稳超静超宽幅的“超”潜力,为载荷成像营造一个良好的工作环境;同时也能调节定转子间的相对位置,保障无线通讯的快速有效数据传输。
5.(1)相机光轴指向测量指标要求
6.为满足相机旋转成像质量要求,需要对相机的指向进行精确的控制;或者利用相机的姿态等数据对相机所拍图像进行校正等处理。
7.(2)激光通信对旋转关节指标要求
8.星内激光传输收、发天线安装在旋转关节上,相机成像期间需满足激光传输收、发天线指向对准精度要求:位移偏差越小,所能允许的偏角误差可越大。为此将位移偏差控制得尽可能小,将更有利于载荷的指向控制实现。
9.为此,磁悬浮旋转关节为载荷舱提供精密支承和转动控制,通过磁悬浮旋转关节角度(旋转变压器)和位移(电涡流位移传感器)测量部件、平台舱姿态测量部件、载荷舱姿态测量部件,保证载荷舱转轴指向控制精度,为相机光轴等提供高精度指向测量数据。故通过传感器进行测量反馈,通过控制器进行信号处理和控制信号生成,通过磁轴承的作动来实现载荷舱姿态机动与保持。
10.为了将其“超”潜力转化为“超”能力,保障磁悬浮旋转扫描卫星的超宽幅高分成像,需要对载荷的指向控制等方法进行优化设计,并开展充分的系统性能试验验证。旋转扫描卫星为由载荷舱和平台舱等构成的多体结构,它们之间的动力学通过中间的磁悬浮轴承耦合;而载荷舱在轨道面内转动,其动力学模型为多自由度非线性时变耦合微分方程组,参
数为与姿态相关的时变函数。


技术实现要素:

11.本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法,针对以载荷舱为主的旋转体和以平台舱为主的非旋转体的两体系统,进行了两体系统的姿态控制方法设计,为磁悬浮旋转关节设计了径向位姿解耦控制律,实现了磁悬浮旋转关节向平台舱借力,开展了动力学系统和姿态控制系统的联合仿真,实现了载荷舱高精度姿态控制,为后续卫星的高精度姿态控制的控制律设计和地面仿真验证提供参考。
12.本发明的技术解决方案是:一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法,包括如下步骤:
13.(1)进行磁轴承的控制力和力矩建模;
14.所述进行磁轴承的控制力和力矩建模,包括:
15.在载荷舱本体系内,分析磁轴承电流与其所产生的作用力和力矩间关系如下:
16.y方向磁轴承产生的作用力和力矩如下:
17.上径向磁悬浮轴承m1和下径向磁悬浮轴承m2所产生的y方向作用力等效到质心处的作用力和力矩如下:
[0018][0019]
其中,为y向轴承的安装矩阵;为y向磁轴承的本构模型;表示磁轴承m1在y方向的驱动电流;表示磁轴承m2在y方向的驱动电流;
[0020]
z方向磁轴承产生的作用力和力矩如下:
[0021]
上径向磁悬浮轴承m1和下径向磁悬浮轴承m2所产生的z方向作用力等效到质心处的作用力和力矩如下:
[0022][0023]
其中,为z向轴承的安装矩阵;为z向磁轴承的驱动矩阵;表示磁轴承m1在z方向的驱动电流;表示磁轴承m2在z方向的驱动电流;
[0024]
径向磁轴承的操纵律如下:
[0025]
在载荷舱本体坐标系中,根据所需质心处的等效控制力和力矩得到上径向磁悬浮轴承m1和下径向磁悬浮轴承m2的控制电流:
[0026]
[0027]
(2)进行载荷舱的姿态动力学建模;
[0028]
所述进行载荷舱的姿态动力学建模,包括:
[0029]
在旋转体本体坐标系f
ub
内,旋转体的姿态动力学方程如下:
[0030][0031]
其中,为在旋转体本体坐标系f
ub
内的角动量对时间的相对导数;ω
ub
为旋转体在旋转体本体坐标系f
ub
内的角速度向量;表示角速度参数矩阵;h
ub
为旋转体在旋转体本体坐标系f
ub
内的角动量向量;m
ub
为旋转体受到的在旋转体本体坐标系f
ub
内的外力矩;
[0032]
虚拟作用力矩c
uib
为旋转体本体坐标系f
ub
到惯性坐标系fi的之间的坐标变换矩阵;c
ubi
为矩阵c
uib
的逆矩阵;
[0033]
(3)进行两体系统平动动力学建模;
[0034]
所述进行两体系统平动动力学建模,包括:
[0035]
载荷舱平动动力学模型如下:
[0036][0037]
其中,f
uoy
为磁轴承产生的y的控制力,f
uoz
为磁轴承产生的z方向的控制力;mu表示旋转体的质量;y
uo
表示旋转体质心相对于轨道坐标系fo在y轴方向的位移;z
uo
表示旋转体质心相对于轨道坐标系fo在z轴方向的位移;
[0038]
磁悬浮连接的旋转体和非旋转体两者质心位置关系如下:
[0039][0040]
其中,表示载荷舱质心在载荷舱本体系y轴方向的位移;表示载荷舱质心在载荷舱本体系z轴方向的位移;md表示平台舱的质量;表示平台舱质心y方向的位移在载荷舱本体系下的表示量;表示平台舱质心z方向的位移在载荷舱本体系下的表示量;
[0041]
(5)进行激光通讯处定转子相对位移观测;
[0042]
所述进行激光通讯处定转子相对位移观测包括:
[0043]
激光通讯处的定转子在y轴方向的相对位移为:
[0044][0045]
其中,表示激光通讯处定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的y方向的相对距离;l表示旋转体和非旋转体的两体质心间距;表示载荷舱质心z方向的径向姿态角;表示平台舱质心z方向的径向姿态角;h
dj
表示激光通讯处到非旋转体质心处的距离。
[0046]
激光通讯处的定转子在z轴方向的相对位移为:
[0047][0048]
其中,表示电涡流位移传感器w2的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的z方向的相对距离;表示载荷舱质心y方向的径向姿态角;表示平台舱质心y方向的径向姿态角;
[0049]
(6)制定轨道系内的载荷舱指向解耦控制律;
[0050]
所述制定轨道系内的载荷舱指向解耦控制律,包括:
[0051]
控制激光通讯处的径向位移并控制载荷舱的指向的作用力和力矩如下:
[0052][0053][0054]
其中,和为控制律;
[0055]
载荷舱俯仰与偏航姿态通过载荷舱的高动态星敏感器和陀螺实时测得;径向相对姿态通过电涡流传感器解算得到;
[0056]
或者,通过平台舱的甚高星敏感器和陀螺实时测量的姿态并转换到旋转体本体系内,再结合载荷舱测得的姿态相减得到该相对姿态;
[0057]
当卫星需要进行姿态或者轨道机动时,载荷舱采用相对指向控制,此时s=1;
[0058]
当载荷稳定旋转时,载荷舱采用绝对指向控制,此时s=0,平台舱采用随动控制,其径向姿态跟踪载荷舱的径向相应轴的姿态,磁悬浮关节的驱动电流与旋转体质心处的径向位姿之间的关系为:
[0059][0060][0061]
其中,和皆为对角控制矩阵;其中,g
uy
(s)为y方向平动控制律;g
uz
(s)为z方向平动控制律;g
uθy
(s)为绕y轴转动控制律;g
uθz
(s)为绕z轴转动控制律,s为复变数。
[0062]
通过和得到驱动电流和位姿信号之间为siso,实现对磁悬浮关节的解耦控制,其解耦控制律为:
[0063][0064]
根据上述磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法的系统,包括:
[0065]
第一模块,用于进行磁轴承的控制力和力矩建模;
[0066]
第二模块,用于进行载荷舱的姿态动力学建模;
[0067]
第三模块,用于进行两体系统平动动力学建模;
[0068]
第四模块,用于进行激光通讯处定转子相对位移观测;
[0069]
第五模块,用于制定轨道系内的载荷舱指向解耦控制律。
[0070]
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上述磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法的步骤。
[0071]
一种磁悬浮旋转扫描载荷舱的径向位姿解耦控制设备,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上述磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法的步骤。
[0072]
本发明与现有技术相比的优点在于:
[0073]
(1)现有的卫星多为载荷与平台一体结构,或分离式卫星等各舱无相对旋转运动的结构,它们都不会因为快速旋转而产生较大干扰力矩。而机械支撑的旋转扫描载荷的转动惯量一般较小,且基本都会进行配平和动平衡,因此产生的干扰力矩较小,况且以前都主要是雷达类载荷旋转扫描,其对姿态精度和稳定度要求较低,因此较小的干扰力矩可通过星上姿态执行机构进行一定的补偿,其残余干扰导致的载荷姿态的精度稳定度降低被忽略;而本发明中所涉及的磁悬浮旋转关节软连接的两舱旋转扫描卫星主要用于高分辨率光学遥感卫星的旋转扫描高分成像,姿态的任意扰动都将对光学成像造成较大的影响,因此需要克服快速旋转而产生较大干扰力矩对载荷舱进行精确稳定的姿态控制。
[0074]
(2)针对载荷与平台刚性连接的卫星是直接通过平台舱的姿态控制系统进行载荷的姿态控制,而本发明中所涉及的磁悬浮旋转关节软连接的两舱旋转扫描卫星为首次。本发明中所述各轴转动惯量迥异的旋转体在连续旋转的过程中,其惯量随时间变化,将产生变惯量的反作用力矩和陀螺力矩等干扰。且本发明针对磁悬浮旋转扫描载荷的动力学模型,通过磁悬浮旋转关节向平台舱借力实现载荷舱的姿态控制,本发明的磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法是结合了两体平动动力学特性的解耦控制,相较于传统的针对单个刚体质心的平转解耦控制存在较高的创新性。本发明为高精度姿态控制律设计提供了模型依据,也为地面系统仿真提供了模型依据,为型号研制奠定了理论与工程基础。
[0075]
(3)本发明所述的一种磁悬浮非对称旋转扫描卫星的两体姿态仿真精确建立了磁悬浮旋转扫描卫星的动力学模型,并开展了控制系统和动力学系统的联合仿真,可直接应用于型号研制,尤其是可用于高精度的卫星姿态控制律设计。且由于该型磁悬浮旋转扫描
卫星中磁轴承的推力较小,在地面重力作用下,悬浮困难,因而无法进行地面试验,本模型可高精度地仿真系统的姿态,并验证控制律等实现情况。无需额外的硬件设备,可直接融入控制器,几乎无任何成本;可见本发明具有直接工程应用价值。为实现载荷舱指向超精超稳超静控制提供依据,也为地面仿真和地面试验提供了模型依据。
附图说明
[0076]
图1为本发明中的磁悬浮旋转扫描卫星系统简化模型;
[0077]
图2为本发明中的磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制技术路线图;
[0078]
图3为本发明中的两体卫星简化模型及坐标系和参数;
[0079]
图4为本发明中的磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制系统框图;
[0080]
图5为本发明中的磁悬浮旋转扫描卫星的姿态控制仿真示例。
具体实施方式
[0081]
为了更好地理解上述技术方案,下面通过附图以及具体实施例对本技术技术方案做详细的说明,应当理解本技术实施例以及实施例中的具体特征是对本技术技术方案的详细的说明,而不是对本技术技术方案的限定,在不冲突的情况下,本技术实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
[0082]
以下结合说明书附图对本技术实施例所提供的一种磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法做进一步的说明。本发明拟针对磁悬浮旋转扫描载荷的绝对指向为磁悬浮旋转关节设计径向位姿解耦控制律。并基于载荷舱和平台舱所测的姿态和传感器所测的定转子相对位置,对磁悬浮旋转关节和载荷舱进行姿态控制,并根据卫星的结构参数进行两体姿态仿真。旋转扫描卫星的结构简化模型如图1所示。本发明所提供的两体姿态仿真方法的流程图如图2所示,该磁悬浮旋转扫描载荷舱的两体两体姿态仿真方法的步骤如下:
[0083]
(1)两体系统的坐标系建立
[0084]
若将磁悬浮旋转关节的转子和载荷舱等皆视为刚体,构成旋转体(或统称为载荷舱);由磁悬浮旋转关节的定子和平台舱等构成非旋转体(或统称为平台舱)。
[0085]
磁悬浮旋转扫描卫星的坐标系及相关参数如图3所示。
[0086]
[0087][0088]
(2)进行磁轴承的控制力和力矩建模
[0089]
图3中,上径向磁悬浮轴承为m1,下径向磁悬浮轴承为m2。hc表示两磁悬浮轴承m1和m2之间的轴向跨距。h
u1
表示径向磁悬浮轴承m1的作用截面到旋转体质心处的距离;h
u2
表示径向磁悬浮轴承m2的作用截面到旋转体质心处的距离h
u2
=h
u1
+hc。
[0090]
在旋转体本体坐标系f
ub
内分析磁轴承电流与其所产生的作用力和力矩间关系如下:
[0091]
y方向磁轴承产生的作用力和力矩:
[0092]
磁轴承m1和m2所产生的y方向作用力与其控制电流间的关系为:
[0093][0094]
其中,表示磁轴承m1输出的y方向作用力;
[0095]
表示磁轴承m2输出的y方向作用力;
[0096]
表示磁轴承m1在y方向的驱动电流;
[0097]
表示磁轴承m2在y方向的驱动电流;
[0098]
为磁轴承m1的y方向的本构模型;s为复变数;
[0099]
为磁轴承m2的y方向的本构模型。
[0100]
磁轴承m1和m2所产生的y方向作用力等效到质心处的作用力和力矩:
[0101][0102]
其中,则磁轴承在y方向的安装矩阵:
[0103]
磁轴承在y方向的本构模型矩阵:
[0104]
z方向磁轴承产生的作用力和力矩:
[0105]
同理,磁轴承m1和m2所产生的z方向作用力与其控制电流间的关系为:
[0106][0107]
其中,表示磁轴承m1输出的z方向作用力;
[0108]
表示磁轴承m2输出的z方向作用力;
[0109]
表示磁轴承m1在z方向的驱动电流;
[0110]
表示磁轴承m2在z方向的驱动电流;
[0111]
为磁轴承m1的z方向的本构模型;
[0112]
为磁轴承m2的z方向的本构模型。
[0113]
磁轴承m1和m2所产生的z方向作用力等效到质心处的作用力和力矩:
[0114][0115]
其中,磁轴承在z方向的安装矩阵:
[0116]
磁轴承在z方向的本构模型矩阵:径向磁轴承的操纵律:
[0117]
则磁轴承控制电流与所产生的等效到质心处的控制力和力矩之间的模型为:
[0118][0119]
可见,在载荷舱本体坐标系中,根据所需质心处的等效控制力和力矩即可得到磁轴承m1和m2的控制电流。
[0120]
(3)进行载荷舱的姿态动力学建模
[0121]
牛顿力学是建立在惯性系内的,因此在惯性系内根据动量矩定理存在关系:
[0122][0123]
其中,为旋转体所受到的外力矩矢量;m
ui
为外力矩矢量在惯性坐标系fi内的向量;
[0124]
为旋转体的角动量矢量;h
ui
为角动量矢量在惯性坐标系fi内的向量;
[0125]
为旋转体在惯性坐标系fi内的角动量向量h
ui
对时间的导数(绝对变化率);
[0126]
ω
ui
为旋转体在惯性坐标系fi内的角速度向量。
[0127]
将上述惯性坐标系fi内的动力学模型转换到旋转体本体坐标系f
ub
内:
[0128][0129]
其中,h
ub
为旋转体在旋转体本体坐标系f
ub
内的角动量向量;
[0130]
ω
ub
为旋转体在旋转体本体坐标系f
ub
内的角速度向量;
[0131]
表示角速度参数矩阵;
[0132]
为旋转体的角动量向量h
ub
对时间的导数(相对变化率)。
[0133]cuib
为旋转体本体坐标系f
ub
到惯性坐标系fi的之间的坐标变换矩阵。
[0134]
由此可见,在非惯性系下的姿态动力学与从惯性系到本体系内的坐标转换关系直接相关,下面对其该坐标转换关系导致的动力学适应性条件进行分析。
[0135]
星体为小角度转动模式:
[0136]
若星体为小角度转动,则坐标转换矩阵c
uib
的非对角元素为小量,即c
uib
近似为单位阵,这时这时可以将(7)式进行简化:
[0137][0138]
即为本体坐标系下的姿态动力学方程,鉴于坐标转换矩阵c
uib
可逆,故:
[0139][0140]
可见,在星体小角度转动时,姿态动力学可在本体坐标系下进行计算。星体为大角度转动模式:
[0141]
当星体为大角度转动时,这时坐标转换矩阵c
uib
不再近似为单位阵,因而这时在该情况下,将(7)式动力学模型进行变形:
[0142][0143]
由此可见,小角度转动模式下的星体动力学(9)仅仅是大角度转动模式下的星体动力学(10)的特例,因此(10)具有更普遍的适用性。
[0144]
进一步,将动力学方程中的旋转所致附件项作为虚拟作用力矩:
[0145][0146]
这时(10)右端的作用力矩变为它可用于旋转体本体坐标系f
ub
内。
[0147]
在旋转体本体坐标系f
ub
内旋转体的姿态动力学方程:
[0148][0149]
可见,在大角度范围内转动时则需要加入适当的修正项,加入修正项后的动力学模型可作为磁悬浮旋转扫描卫星在本体系下的姿态控制的对象模型。
[0150]
(4)进行两体系统平动动力学建模
[0151]
载荷舱平动动力学建模:
[0152]
根据磁轴承的受力分析可知在旋转体轨道坐标系f
uo
中,磁轴承产生的y和z方向的控制力[f
uoy f
uoz
]
t
(作用于载荷舱)为:
[0153][0154]
其中,为从旋转体本体坐标系f
ub
到惯性坐标系fo内存在坐标旋转矩阵。ω
ux
为载荷舱的旋转角速度,t为时间;
[0155]
针对载荷与关节转子系统,若不考虑结构阻尼,其径向平动动力学方程:
[0156][0157]
两体质心相对平动关系:
[0158]
鉴于两体的角转速及其相对运动线速度都较小,故在本发明中暂时忽略科氏力。并假设载荷舱和平台舱之间的连接只有磁轴承的洛伦兹力,而无阻尼力。星体所受地球的万有引力ge提供整星的法向加速度an,即改变卫星的速度方向,即(mu+md)an=ge。且mu表示旋转体的质量;md表示非旋转体的质量。除此之外星体在轨道坐标系的y和z向受到的外力为零,故根据质点系动量定理建立磁悬浮旋转扫描卫星的两舱质心在径向的动力学模型为:
[0159]
[0160]
其中,y
uo
表示旋转体质心相对于轨道坐标系fo在y轴方向的位移;
[0161]zuo
表示旋转体质心相对于轨道坐标系fo在z轴方向的位移;
[0162]ydo
表示非旋转体质心相对于轨道坐标系fo在y轴方向的位移。
[0163]zdo
表示非旋转体质心相对于轨道坐标系fo在z轴方向的位移;
[0164]yco
表示整星质心相对于轨道坐标系fo在y轴方向的偏移量;
[0165]zco
表示整星质心相对于轨道坐标系fo在z轴方向的偏移量。
[0166]
由此可以解出:y
co
(t)=0;z
co
(t)=0,表明两体合质心不动,且存在:
[0167][0168]
由式(16)可解得磁悬浮连接的旋转体和非旋转体两者质心位置关系:
[0169][0170]
上式反映了不受外力的载荷舱和平台舱的两体质心相对运动关系。进一步,两边同时左乘从惯性坐标系fo到旋转体本体坐标系f
ub
内存在坐标旋转矩阵则得到:
[0171][0172]
其中,表示载荷舱质心在载荷舱本体系y轴方向的位移;表示载荷舱质心在载荷舱本体系z轴方向的位移;表示平台舱质心y方向的位移在载荷舱本体系下的表示量;表示平台舱质心z方向的位移在载荷舱本体系下的表示量。
[0173]
由此可见,不受外力的载荷舱和平台舱的两体质心在载荷舱本体坐标系内的运动关系与在轨道坐标系内基本一致。
[0174]
(5)激光通讯处定转子相对位移观测
[0175]
图3中,上径向电涡流传感器为w1,下径向电涡流传感器为w2。hw表示两径向电涡流传感器w1和w2之间的轴向跨距。
[0176]hu1
表示上径向电涡流传感器w1的测量截面到旋转体质心处的距离;h
u2
表示下径向电涡流传感器w2的测量截面到旋转体质心处的距离h
u2
=h
u1
+hw;h
uj
表示激光通讯处到旋转体质心处的距离;
[0177]hd2
表示下径向电涡流传感器w2的测量截面到非旋转体质心处的距离;h
d1
表示上径向电涡流传感器w1的测量截面到非旋转体质心处的距离h
d1
=h
d2
+hw;h
dj
表示激光通讯处到非旋转体质心处的距离;
[0178]
用l表示旋转体和非旋转体的两体质心间距,则存在关系:
[0179]
载荷舱质心的平移与径向姿态角和平台舱质心的平移与径向姿态角
则由此引起的两套径向电涡流传感器处的y向位移为:
[0180][0181]
其中,表示载荷舱偏转引起的电涡流传感器w1的测量中心在y方向的偏移量;
[0182]
表示载荷舱偏转引起的电涡流传感器w2的测量中心在y方向的偏移量;
[0183]
表示载荷舱偏转引起的激光通信处在y方向的偏移量;
[0184]
表示平台舱偏转引起的电涡流传感器w1的测量中心在y方向的偏移量;
[0185]
表示平台舱偏转引起的电涡流传感器w2的测量中心在y方向的偏移量;
[0186]
表示平台舱偏转引起的激光通信处在y方向的偏移量;
[0187]
表示旋转体绕旋转体本体坐标系f
ub
的z轴的偏航角;
[0188]
表示非旋转体绕旋转体本体坐标系f
ub
的z轴的偏航角。
[0189]
则载荷舱质心的平移与径向姿态角和平台舱质心的平移与径向姿态角则由此引起的两套电涡流传感器处的z向位移为:
[0190][0191]
其中,表示载荷舱偏转引起的电涡流传感器w1的测量中心在z方向的偏移量;
[0192]
表示载荷舱偏转引起的电涡流传感器w2的测量中心在z方向的偏移量;
[0193]
表示载荷舱偏转引起的激光通信处在z方向的偏移量;
[0194]
表示平台舱偏转引起的电涡流传感器w1的测量中心在z方向的偏移量;
[0195]
表示平台舱偏转引起的电涡流传感器w2的测量中心在z方向的偏移量;
[0196]
表示平台舱偏转引起的激光通信处在z方向的偏移量;
[0197]
表示旋转体绕旋转体本体坐标系f
ub
的y轴的俯仰角;
[0198]
表示非旋转体绕旋转体本体坐标系f
ub
的y轴的俯仰角。
[0199]
假设表示电涡流位移传感器w1的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐
标系f
ub
的y方向的相对距离;表示电涡流位移传感器w2的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的y方向的相对距离;表示激光通讯处定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的y方向的相对距离。则质心运动与偏转引起的电涡流位移传感器w1、w2的测量截面和激光通讯处内定转子轴线相对位移和可通过式(19)计算得到:
[0200][0201]
假设表示电涡流位移传感器w1的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的z方向的相对距离;表示电涡流位移传感器w2的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的z方向的相对距离;表示电涡流位移传感器w2的测量截面内的定、转子轴线在旋转体本体坐标系f
ub
的z方向的相对距离。则质心运动与偏转引起的电涡流位移传感器w1、w2的测量截面和激光通讯处内定转子轴线相对位移和可通过式(20)计算得到:
[0202][0203]
由式(21)可解得:
[0204][0205]
因此激光通讯处的y轴方向的相对位移为:
[0206][0207]
其中,h
d1j
表示上径向电涡流传感器w1的测量截面到激光通讯处的距离;h
dj2
表示激光通讯处到下径向电涡流传感器w2的测量截面的距离;则存在关系:h
d1j
=h
d1-h
dj
;h
dj2
=h
dj-h
d2
。其中由模型估计的激光通讯处的相对位移理论值为下面控制器设计时的反馈信
号,而由传感器估计的激光通讯处的相对位移为实际工作时的反馈信号。由式(22)可解得:
[0208][0209]
因此激光通讯处的z轴方向的相对位移为:
[0210][0211]
上式反映了两体径向运动所致激光通讯截面内定转子轴线的相对位移。
[0212]
(6)制定轨道系内的载荷舱指向解耦控制律
[0213]
鉴于激光通讯等对关节定转子的相对运动存在约束,故控制激光通讯处的径向位移,并控制载荷舱的指向(包括绝对指向和相对指向),其作用力和力矩:
[0214][0215][0216]
其中,和为控制律。载荷舱俯仰与偏航姿态可通过其高动态星敏感器和陀螺实时测得;而径向相对姿态可通过电涡流传感器解算得到;也可通过平台舱的甚高星敏感器和陀螺实时测量的姿态,并转换到旋转体本体系内,再结合上述载荷舱测得的姿态,相减得到该相对姿态。当卫星需要进行姿态或者轨道机动时,载荷舱采用相对指向控制(s=1)。
[0217]
当载荷稳定旋转时,载荷舱采用绝对指向控制(s=0),而平台舱采用随动控制,其径向姿态跟踪载荷舱的径向相应轴的姿态,
[0218]
显然,后者是卫星工作的常态。在这种常态工作情况下,旋转体的径向平动与转动动力学解耦,且径向平动与转动反馈信号也解耦,而磁悬浮轴承的作动器操纵律亦解耦,可
见通过设计解耦控制律,即可实现系统的姿态解耦控制。
[0219]
在载荷舱(指向控制)和平台舱(姿态随动控制)的主从协同控制作用下,这时s=0,且即在平台舱对载荷舱的径向姿态跟踪良好的情况下,这时式(27)和(28)可简化为:
[0220][0221][0222]
则磁悬浮关节的驱动电流与旋转体质心处的径向位姿之间的关系为:
[0223][0224][0225]
其中,和皆为可设计的对角控制矩阵,其中,g
uy
(s)为y方向平动控制律;g
uz
(s)为z方向平动控制律;g
uθy
(s)为绕y轴转动控制律;g
uθz
(s)为绕z轴转动控制律,s为复变数。
[0226]
由此可得,磁悬浮旋转关节的解耦控制律为:
[0227][0228]
由于和皆为对角阵,通过式(31)和(32)即可得到驱动电流和位姿信号之间为siso(单输入单输出),实现对磁悬浮关节的解耦控制。
[0229]
对本发明的方法得到的径向位姿解耦控制律进行垂轨环扫卫星姿态仿真验证:
[0230]
图4为本发明中的磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制系统框图;
[0231]
载荷舱旋转扫描成像主要包括垂轨扫描、环形扫描(或称之为圆锥扫描)和沿轨扫描(自旋卫星扫描模式)等。本发明以第一种垂轨扫描为例进行仿真分析。载荷舱绕飞行方向x轴旋转。鉴于姿态控制是在轨道系内进行,控制目标是相对轨道系姿态稳定,更准确的说是相对于轨道标称旋转坐标系的姿态稳定控制,对于载荷在任意旋转扫描周期内(以一个周期内的零相位为计时起点),轨道转动所致姿态在惯性系内的变化很小(旋转扫描周期<1%轨道周期),则在任意姿态控制时刻,其c
uib
=c
uiocuob
≈c
uob
。依据星体布局,可暂取如下参数:
[0232]h1u
=1.291;h
2u
=1.577;h
1d
=0.742;h
2d
=0.456;h
uj
=1.191;h
dj
=0.842;
[0233]
根据磁轴承的设计参数初步假设径向磁悬浮轴承的模型相同,皆为:
[0234][0235]
在载荷舱受到各种干扰力矩以及动不平衡量等干扰作用下,采用载荷舱为主的协同控制策略,若与均采用pid控制方式,且各传递皆为:可将pid控制参数初值取为:k
p
=1000;ki=100;kd=1。同时平台舱姿态控制器也采用pid控制,采用simulink进行了两舱系统的动力学与控制系统仿真,仿真结果如图5所示。
[0236]
通过磁悬浮旋转关节和平台舱姿态协同控制,实现了两舱的高精度姿态控制,又保障无线通讯所需定转子相对位姿关系。本发明所建立的动力学模型是卫星包括基于磁悬浮旋转关节的载荷舱指向控制和平台舱姿态控制的参考,也是地面系统动力学仿真的依据,为载荷舱超精超稳超静位姿控制提供依据。
[0237]
根据上述磁悬浮旋转扫描载荷的径向位姿解耦控制方法的控制系统,包括:
[0238]
第一模块,用于进行磁轴承的控制力和力矩建模;
[0239]
第二模块,用于进行载荷舱的姿态动力学建模;
[0240]
第三模块,用于进行两体系统平动动力学建模;
[0241]
第四模块,用于进行激光通讯处定转子相对位移观测;
[0242]
第五模块,用于制定轨道系内的载荷舱指向解耦控制律。
[0243]
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所述磁悬浮旋转扫描载荷舱的径向位姿估计方法的步骤(1)~步骤(6)。
[0244]
一种磁悬浮旋转扫描载荷舱的径向位姿解耦控制装置,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所述磁悬浮旋转扫描载荷舱的径向位姿估计方法的步骤(1)~步骤(6)。
[0245]
本领域内的技术人员应明白,本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此,本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且,本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0246]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序
指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器,使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0247]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中,使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品,该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0248]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上,使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理,从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0249]
显然,本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样,倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内,则本技术也意图包含这些改动和变型在内。
[0250]
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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