一種主從協同非接觸式衛星平臺及其控制系統和控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及非接觸式衛星平臺領域，具體涉及一種主從協同非接觸式衛星平臺及 其控制系統和控制方法。
【背景技術】
[0002] 傳統大型衛星往往攜帶大型太陽帆板、可展開輻射器等撓性附件，其對衛星本體 的耦合力矩極大地影響了姿態指向精度和穩定度；另一方面，衛星上安裝的飛輪、陀螺、驅 動機構等活動部件誘發的振動也是引起載荷振動，降低姿態指向精度和穩定度的主要原 因。隨著航天器性能要求的提高，大撓性結構和活動部件振動引起的干擾和顫振問題已經 成為制約衛星姿態控制精度的主要因素。
[0003] 目前，針對衛星撓性附件抖動和活動部件振動主要有被動隔振、主動隔振和主被 動混合隔振等三種抑制手段。被動隔振系統結構簡單，穩定可靠，且不額外消耗星上能源， 也不需要測量和驅動裝置，在衛星工程上應用最廣，但其僅對高頻振動有效，隔振性能有 限；主動隔振系統理論上有更好的性能，但其需要額外增加測量和驅動裝置，系統設計復 雜，可靠性差，在衛星上尚無廣泛應用；主被動隔振是綜合主動和被動隔振優勢的一種改良 方法，不能從實質上解決主動隔振的應用難題。同時，國外提出了無擾載荷式衛星概念，可 在一定程度上解決平臺振動和干擾問題，但其姿態控制系統設計復雜，實際應用困難，目前 僅限于實驗室局部驗證階段。綜上，不論是傳統的主動、被動、混合型隔振手段，還是國外的 無擾載荷式衛星，都是基于平臺主動控制，有效載荷從動跟隨平臺的設計思想，均存在局限 性。
[0004]同時，傳統衛星結構上均采用載荷平臺固連的一體化設計形式，有效載荷自身不 能獨立完成自主姿態控制，而是以平臺為主體進行控制，在方法上，一般采用PID算法來實 現衛星平臺的姿態控制，PID算法雖然在工程上應用成熟，但其控制精度較低，不能滿足新 型衛星平臺對控制精度的極高要求。另外，國外的無擾載荷衛星平臺尚處于概念論證階段， 沒有涉及對新概念衛星平臺的控制方法分析。為了突破各項瓶頸技術，系統地解決衛星上 各類振動和干擾對姿態的影響問題，并取得極高的控制精度，本發明提供了一種載荷主動、 平臺從動式非接觸衛星平臺及其滑模控制設計方法。

【發明內容】

[0005]本發明提供了一種主從協同非接觸式衛星平臺及其控制系統和控制方法，衛星平 臺和有效載荷從結構上分離設計，前者稱為服務艙，后者稱為載荷艙，兩者之間非接觸，徹 底隔斷服務艙的振動和撓性干擾;控制形式上，以有效載荷為控制主體，對其進行超精超穩 精控模式，以實現高性能航天任務，對平臺則采用粗控模式，可在一定程度上犧牲其自身的 控制精度，但需保證其實時跟蹤有效載荷，保證兩艙相對位置和姿態在期望的閾值內，實現 主從協同控制;載荷艙和服務艙各自獨立構成閉環控制回路，載荷艙動力學模型簡單，且控 制帶寬不受帆板等撓性附件約束，其姿態系統可以自主設計，不再受限于平臺，控制性能可 以得到最大程度的發揮;控制方法上，采用滑模控制方法對載荷艙姿態、兩艙相對姿態和位 置分別設計滑模控制器，該方法對外部干擾具有更好的魯棒性能，能取得更高的控制精度。
[0006] 本發明的目的通過以下技術方案來實現:一種主從協同非接觸式衛星平臺，所述 衛星平臺由載荷艙、服務艙和磁懸浮機構組成，載荷艙下端安裝有有效載荷，載荷艙上安裝 有星敏感器、陀螺和有效載荷控制單元;服務艙由通用的衛星模塊組成，其上安裝有驅動機 構、推力器、動量輪，太陽電池陣和相對姿態控制單元;磁懸浮機構包括永久磁鐵端和線圈 端，永久磁鐵端與載荷艙固連，線圈端與服務艙固連，永久磁鐵端和線圈端之間根據指令需 要，通過電磁作用產生電磁力，載荷艙通過磁懸浮機構實現期望的有效載荷指向；服務艙通 過安裝在其上的推力器、動量輪抵抗環境干擾并隨動跟蹤載荷艙，使兩艙達到期望的相對 位姿;磁懸浮機構基于電磁作用原理以非接觸形式連接載荷艙和服務艙，使服務艙的振動 和干擾不會對有效載荷的指向產生干擾。
[0007] 其中，所述磁懸浮機構上還設有測量裝置，用于檢測兩艙相對位置信息并反饋給 服務艙的控制單元，控制單元解算出控制指令并驅動磁懸浮機構使其產生控制力，使服務 艙的位置相對載荷艙保持在期望的閾值內；同時用于檢測兩艙相對姿態信息并反饋給服務 艙的控制單元，控制單元解算出控制指令并驅動推力器、動量輪產生控制力矩，使服務艙的 姿態實時跟蹤載荷艙。
[0008] 其中，磁懸浮機構的永久磁鐵端和線圈端利用但不限于電磁力或靜電力方式，通 過控制中線圈的電流變化來調節載荷艙和服務艙之間的間隙，防止兩者碰撞。
[0009] 本發明還提供了一種主從協同非接觸式衛星平臺控制系統，包括有效載荷姿態控 制回路、兩艙相對位置控制回路、相對姿態控制回路;有效載荷姿態控制回路包括有效載荷 指令、有效載荷控制單元、載荷姿態控制算法、磁懸浮機構、載荷艙和星敏感器-陀螺;兩艙 相對位置控制回路包括相對位置操作指令、相對位置控制單元;相對姿態控制回路包括相 對姿態控制算法、外部執行機構和相對位置傳感器。
[0010]上述的一種主從協同非接觸式衛星平臺的控制方法為：
[0011]分別為三個控制回路設計滑模控制器，對載荷艙姿態控制回路，以載荷艙相對慣 性坐標系的角速度誤差作為依據，設計積分形式的滑模面，基于滑模面設計滑模控制律，實 現載荷艙的三軸姿態穩定;對相對姿態控制回路，以兩艙相對姿態誤差為依據，設計積分滑 模面S1:
[0013]式中，S1表示積分滑模面、表示兩艙角速度誤差、Ki表示滑模面增益；
[0014]基于上述積分滑模面S1設計控制律，實現期望的相對姿態;選擇李亞普諾夫函數 Vi：
[0016] 對化求導，當巧< :0時，則表明閉環系統穩定，服務艙實時跟蹤載荷艙的姿態；
[0017]對相對位置控制回路，采用兩艙相對位置誤差為依據，設計積分滑模面s2:
[0019]式中，S2表示積分滑模面、le表示兩艙相對位置誤差、K2表示滑模面增益;基于上述 積分滑模面s2設計相對位置控制律，實現期望的相對姿態，選擇李亞普諾夫函數V2:
[0021 ] 對％求導，當匕< 0時，則表明閉環系統穩定，服務艙實時跟蹤載荷艙的姿態。
[0022] 與現有技術相比，本發明具有以下優點：
[0023] 采用以載荷為主體進行超精超穩控制，平臺從動實時跟蹤有效載荷的全新設計思 想。同時，將該衛星平臺的控制系統劃分為互相獨立有有機結合的三個閉環回路，采用滑模 控制方法，可完成高精度高穩定度的姿態控制，且魯棒性好，可以應用于高分辨率探測類高 性能航天器。
【附圖說明】
[0024]圖1為本發明實施例一種主從協同非接觸式衛星平臺的結構示意圖。
[0025]圖2為本發明實施例一種主從協同非接觸式衛星平臺控制系統的示意圖。
[0026]圖3為本發明實施例中基于滑模思想的相對位置控制示意圖。
【具體實施方式】
[0027]下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術 人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術 人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明 的保護范圍。
[0028]如圖1所示，本發明實施例提供了一種主從協同非接觸式衛星平臺，所述衛星平臺 由載荷艙1、服務艙2和磁懸浮機構3組成，載荷艙1下端安裝有有效載荷11，載荷艙1上安裝 有星敏感器12、陀螺13和有效載荷控制單元15;服務艙2由通用的衛星模塊組成，其上安裝 有驅動機構23、推力器21、動量輪22,太陽電池陣24和相對姿態控制單元25;磁懸浮機構3包 括永久磁鐵端31和線圈端32,永久磁鐵端31與載荷艙1固連，線圈端32與服務艙2固連，永久 磁鐵端31和線圈端32之間根據指令需要，通過電磁作用產生電磁力，載荷艙1通過磁懸浮機 構3實現期望的有效載荷11指向；服務艙2通過安裝在其上的推力器21、動量輪22抵抗環境 干擾并隨動跟蹤載荷艙1，使兩艙達到期望的相對位姿;磁懸浮機構3基于電磁作用原理以 非接觸形式連接載荷艙1和服務艙2，使服務艙2的振動和干擾不會對有效載荷11的指向產 生干擾，所述磁懸浮機構3上還設有測量裝置，用于檢測兩艙相對位置信息并反饋給服務艙 的控制單元23,控制單元23解算出控制指令并驅動磁懸浮機構3使其產生控制力，使服務艙 2的位置相對載荷艙1保持在期望的閾值內；同時用于檢測兩艙相對姿態信息并反饋給服務 艙的控制單元23,控制單元23解算出控制指令并驅動推力器21、動量輪22產生控制力矩，使 服務艙2的姿態實時跟蹤載荷艙1，磁懸浮機構3的永久磁鐵端31和線圈端32利用但不限于 電磁力或靜電力方式，通過控制32中線圈的電流變化來調節載荷艙1和服務艙2之間的間 隙，防止兩者碰撞。
[0029]如圖2所示，本發明實施例還提供了一種主從協同非接觸式衛星平臺控制系統，包 括有效載荷姿態控制回路100、兩艙相對位置控制回路200、相對姿態控制回路300;有效載 荷姿態控制回路100包括有效載荷指令101、有效載荷控制單元102、載荷姿態控制算法103、 磁懸浮機構104、載荷艙105和星敏感器-陀螺106;兩艙相對位置控制回路200包括相對位置 操作指令201