CN105501466A - 一种主从协同非接触式卫星平台及其控制系统和控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种主从协同非接触式卫星平台及其控制系统和控制方法,该卫星平台由载荷舱、服务舱和磁悬浮机构组成，载荷舱下端安装有有效载荷，载荷舱上安装有星敏感器、陀螺和有效载荷控制单元；服务舱由通用的卫星模块组成，其上安装有驱动机构、推力器、动量轮，太阳电池阵和相对姿态控制单元；磁悬浮机构包括永久磁铁端和线圈端，永久磁铁端与载荷舱固连，线圈端与服务舱固连，永久磁铁端和线圈端之间根据指令需要，通过电磁作用产生电磁力。本发明将控制系统划分为互相独立有有机结合的三个闭环回路，采用滑模控制方法，可完成高精度高稳定度的姿态控制，且鲁棒性好，可以应用于高分辨率探测类高性能航天器。

Description

一种主从协同非接触式卫星平台及其控制系统和控制方法

技术领域

本发明涉及非接触式卫星平台领域，具体涉及一种主从协同非接触式卫星平台及其控制系统和控制方法。

背景技术

传统大型卫星往往携带大型太阳帆板、可展开辐射器等挠性附件，其对卫星本体的耦合力矩极大地影响了姿态指向精度和稳定度；另一方面，卫星上安装的飞轮、陀螺、驱动机构等活动部件诱发的振动也是引起载荷振动，降低姿态指向精度和稳定度的主要原因。随着航天器性能要求的提高，大挠性结构和活动部件振动引起的干扰和颤振问题已经成为制约卫星姿态控制精度的主要因素。

目前，针对卫星挠性附件抖动和活动部件振动主要有被动隔振、主动隔振和主被动混合隔振等三种抑制手段。被动隔振系统结构简单，稳定可靠，且不额外消耗星上能源，也不需要测量和驱动装置，在卫星工程上应用最广，但其仅对高频振动有效，隔振性能有限；主动隔振系统理论上有更好的性能，但其需要额外增加测量和驱动装置，系统设计复杂，可靠性差，在卫星上尚无广泛应用；主被动隔振是综合主动和被动隔振优势的一种改良方法，不能从实质上解决主动隔振的应用难题。同时，国外提出了无扰载荷式卫星概念，可在一定程度上解决平台振动和干扰问题，但其姿态控制系统设计复杂，实际应用困难，目前仅限于实验室局部验证阶段。综上，不论是传统的主动、被动、混合型隔振手段，还是国外的无扰载荷式卫星，都是基于平台主动控制，有效载荷从动跟随平台的设计思想，均存在局限性。

同时，传统卫星结构上均采用载荷平台固连的一体化设计形式，有效载荷自身不能独立完成自主姿态控制，而是以平台为主体进行控制，在方法上，一般采用PID算法来实现卫星平台的姿态控制，PID算法虽然在工程上应用成熟，但其控制精度较低，不能满足新型卫星平台对控制精度的极高要求。另外，国外的无扰载荷卫星平台尚处于概念论证阶段，没有涉及对新概念卫星平台的控制方法分析。为了突破各项瓶颈技术，系统地解决卫星上各类振动和干扰对姿态的影响问题，并取得极高的控制精度，本发明提供了一种载荷主动、平台从动式非接触卫星平台及其滑模控制设计方法。

发明内容

本发明提供了一种主从协同非接触式卫星平台及其控制系统和控制方法，卫星平台和有效载荷从结构上分离设计，前者称为服务舱，后者称为载荷舱，两者之间非接触，彻底隔断服务舱的振动和挠性干扰；控制形式上，以有效载荷为控制主体，对其进行超精超稳精控模式，以实现高性能航天任务，对平台则采用粗控模式，可在一定程度上牺牲其自身的控制精度，但需保证其实时跟踪有效载荷，保证两舱相对位置和姿态在期望的阈值内，实现主从协同控制；载荷舱和服务舱各自独立构成闭环控制回路，载荷舱动力学模型简单，且控制带宽不受帆板等挠性附件约束，其姿态系统可以自主设计，不再受限于平台，控制性能可以得到最大程度的发挥；控制方法上，采用滑模控制方法对载荷舱姿态、两舱相对姿态和位置分别设计滑模控制器，该方法对外部干扰具有更好的鲁棒性能，能取得更高的控制精度。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种主从协同非接触式卫星平台,所述卫星平台由载荷舱、服务舱和磁悬浮机构组成，载荷舱下端安装有有效载荷，载荷舱上安装有星敏感器、陀螺和有效载荷控制单元；服务舱由通用的卫星模块组成，其上安装有驱动机构、推力器、动量轮，太阳电池阵和相对姿态控制单元；磁悬浮机构包括永久磁铁端和线圈端，永久磁铁端与载荷舱固连，线圈端与服务舱固连，永久磁铁端和线圈端之间根据指令需要，通过电磁作用产生电磁力，载荷舱通过磁悬浮机构实现期望的有效载荷指向；服务舱通过安装在其上的推力器、动量轮抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿；磁悬浮机构基于电磁作用原理以非接触形式连接载荷舱和服务舱，使服务舱的振动和干扰不会对有效载荷的指向产生干扰。

其中，所述磁悬浮机构上还设有测量装置，用于检测两舱相对位置信息并反馈给服务舱的控制单元，控制单元解算出控制指令并驱动磁悬浮机构使其产生控制力，使服务舱的位置相对载荷舱保持在期望的阈值内；同时用于检测两舱相对姿态信息并反馈给服务舱的控制单元，控制单元解算出控制指令并驱动推力器、动量轮产生控制力矩，使服务舱的姿态实时跟踪载荷舱。

其中，磁悬浮机构的永久磁铁端和线圈端利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制中线圈的电流变化来调节载荷舱和服务舱之间的间隙，防止两者碰撞。

本发明还提供了一种主从协同非接触式卫星平台控制系统，包括有效载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路、相对姿态控制回路；有效载荷姿态控制回路包括有效载荷指令、有效载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁悬浮机构、载荷舱和星敏感器-陀螺；两舱相对位置控制回路包括相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相对姿态控制算法、外部执行机构和相对位置传感器。

上述的一种主从协同非接触式卫星平台的控制方法为：

分别为三个控制回路设计滑模控制器，对载荷舱姿态控制回路，以载荷舱相对惯性坐标系的角速度误差作为依据，设计积分形式的滑模面，基于滑模面设计滑模控制律，实现载荷舱的三轴姿态稳定；对相对姿态控制回路，以两舱相对姿态误差为依据，设计积分滑模面s₁：

$s_1={\mathrm{\ω}}_e+K_1{\∫}_0^t{\mathrm{\ω}}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₁表示积分滑模面、ω_e表示两舱角速度误差、K₁表示滑模面增益；

基于上述积分滑模面s₁设计控制律，实现期望的相对姿态；选择李亚普诺夫函数V₁：

$V_1=\frac{1}{2}{s_1}^T{s}_1;$

对V₁求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态；

对相对位置控制回路，采用两舱相对位置误差为依据，设计积分滑模面s₂：

$s_2=k_2{\∫}_0^t{l}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₂表示积分滑模面、l_e表示两舱相对位置误差、K₂表示滑模面增益；基于上述积分滑模面s₂设计相对位置控制律，实现期望的相对姿态，选择李亚普诺夫函数V₂：

$V_2=\frac{1}{2}{s_2}^T{s}_2;$

对V₂求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

采用以载荷为主体进行超精超稳控制，平台从动实时跟踪有效载荷的全新设计思想。同时，将该卫星平台的控制系统划分为互相独立有有机结合的三个闭环回路，采用滑模控制方法，可完成高精度高稳定度的姿态控制，且鲁棒性好，可以应用于高分辨率探测类高性能航天器。

附图说明

图1为本发明实施例一种主从协同非接触式卫星平台的结构示意图。

图2为本发明实施例一种主从协同非接触式卫星平台控制系统的示意图。

图3为本发明实施例中基于滑模思想的相对位置控制示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明实施例提供了一种主从协同非接触式卫星平台，所述卫星平台由载荷舱1、服务舱2和磁悬浮机构3组成，载荷舱1下端安装有有效载荷11，载荷舱1上安装有星敏感器12、陀螺13和有效载荷控制单元15；服务舱2由通用的卫星模块组成，其上安装有驱动机构23、推力器21、动量轮22，太阳电池阵24和相对姿态控制单元25；磁悬浮机构3包括永久磁铁端31和线圈端32，永久磁铁端31与载荷舱1固连，线圈端32与服务舱2固连，永久磁铁端31和线圈端32之间根据指令需要，通过电磁作用产生电磁力，载荷舱1通过磁悬浮机构3实现期望的有效载荷11指向；服务舱2通过安装在其上的推力器21、动量轮22抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱1，使两舱达到期望的相对位姿；磁悬浮机构3基于电磁作用原理以非接触形式连接载荷舱1和服务舱2，使服务舱2的振动和干扰不会对有效载荷11的指向产生干扰，所述磁悬浮机构3上还设有测量装置，用于检测两舱相对位置信息并反馈给服务舱的控制单元23，控制单元23解算出控制指令并驱动磁悬浮机构3使其产生控制力，使服务舱2的位置相对载荷舱1保持在期望的阈值内；同时用于检测两舱相对姿态信息并反馈给服务舱的控制单元23，控制单元23解算出控制指令并驱动推力器21、动量轮22产生控制力矩，使服务舱2的姿态实时跟踪载荷舱1，磁悬浮机构3的永久磁铁端31和线圈端32利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制32中线圈的电流变化来调节载荷舱1和服务舱2之间的间隙，防止两者碰撞。

如图2所示，本发明实施例还提供了一种主从协同非接触式卫星平台控制系统，包括有效载荷姿态控制回路100、两舱相对位置控制回路200、相对姿态控制回路300；有效载荷姿态控制回路100包括有效载荷指令101、有效载荷控制单元102、载荷姿态控制算法103、磁悬浮机构104、载荷舱105和星敏感器-陀螺106；两舱相对位置控制回路200包括相对位置操作指令201、相对位置控制单元202；相对姿态控制回路300包括相对姿态控制算法302、外部执行机构303和相对位置传感器305。

上述一种主从协同非接触式卫星平台的控制方法为：

分别为三个控制回路设计滑模控制器，对载荷舱姿态控制回路，以载荷舱相对惯性坐标系的角速度误差作为依据，设计积分形式的滑模面，基于滑模面设计滑模控制律，实现载荷舱的三轴姿态稳定；对相对姿态控制回路，以两舱相对姿态误差为依据，设计积分滑模面s₁：

$s_1={\mathrm{\ω}}_e+K_1{\∫}_0^t{\mathrm{\ω}}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₁表示积分滑模面、ω_e表示两舱角速度误差、K₁表示滑模面增益；

基于上述积分滑模面s₁设计控制律，实现期望的相对姿态；选择李亚普诺夫函数V₁：

$V_1=\frac{1}{2}{s_1}^T{s}_1;$

对V₁求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态；

对相对位置控制回路，采用两舱相对位置误差为依据，设计积分滑模面s₂：

$s_2=k_2{\∫}_0^t{l}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₂表示积分滑模面、l_e表示两舱相对位置误差、K₂表示滑模面增益；基于上述积分滑模面s₂设计相对位置控制律，实现期望的相对姿态，选择李亚普诺夫函数V₂：

$V_2=\frac{1}{2}{s_2}^T{s}_2;$

对V₂求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态。

如图3所示，磁浮机构主要包括线圈31、磁钢32、磁轭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连接到图1所示服务舱2，磁钢32与图1中载荷舱1固连，支架34与磁轭33之间无物理连接。本具体实施的工作原理为：341是永久磁铁部分，342是通电线圈部分，理想情况下，希望342位于340的位置，但是在外部干扰和振动影响下，341和342会发生相对位置漂移，则342会偏离340的位置，因此，当342漂移进344的区域后，利用滑模控制算法，将342拉回340的位置，则两舱不会发生碰撞。

本具体实施适用于动静隔离主从协同非接触式卫星平台，采用滑模控制方法，以载荷舱作为控制主体，对其进行超精超稳姿态精确控制，同时对服务舱的姿态进行从动控制，使其实时跟踪载荷舱，同时，仍然采用滑模控制思想对两舱相对位置进行精确控制；不同于传统卫星有效载荷的姿态控制跟随平台控制的特点，该主从协同非接触式卫星平台采用平台跟踪有效载荷的方式，其控制系统分为三个互相独立、又有机结合的闭环控制回路，载荷舱可以自主进行姿态控制，以保证超精超稳姿态控制精度，服务舱的姿态和位置均实时跟踪载荷舱，既保证了结构上的分而不离，又避免了两舱发生碰撞；不同于传统卫星一体化结构，该非接触式卫星平台将卫星划分为载荷舱和服务舱两部分，载荷舱作为主体，着重实现超精超稳姿态控制，服务舱提供基础服务，对其姿态只采用粗略控制，两舱之间通过磁悬浮机构以非接触形式连接，由于分舱设计，服务舱的振动干扰不会传输至载荷舱，达到动静隔离；不同于传统卫星以平台作为主体，有效载荷被动跟随平台的特点，该主从协同非接触式卫星平台以载荷舱作为主体，对其进行自主姿态控制，以服务舱作为从动体，对其进行实时跟踪载荷舱的从动控制，实现了主从互换；采用但不限于滑模变结构方法作为控制手段，以两舱相对姿态误差相对位置误差作为滑模面设计的准则，通过调节滑模控制增益，使得相对姿态误差和位置误差趋于零，从而将相对姿态和相对位置均控制在期望的阈值内；控制系统分为三个互相独立、又有机结合的闭环控制回路，包括载荷舱姿态控制回路、服务舱相对载荷舱姿态控制回路、服务舱相对载荷舱位置控制回路；通过高性能磁悬浮机构连接载荷舱和服务舱，磁悬浮机构的核心为：一端是通电线圈，另一端是永久磁铁，线圈端固连于服务舱，磁铁端固连于载荷舱，同时通过磁悬浮机构的连接约束，实现两舱分而不离；所述磁悬浮机构通过但不限于通电线圈和永久磁铁之间的电磁作用原理实现非接触连接，使两舱达到期望的相对位姿，通过调节线圈中电流大小和方向的变化来控制磁悬浮机构输出力的大小方向和两舱之间的间隙，防止两舱碰撞；所述载荷舱上安装有效载荷、星敏感器、陀螺、有效载荷姿态控制单元等安静部件，星敏感器、陀螺等敏感器测量和确定有效载荷姿态指向，基于敏感器姿态指向信息，姿态控制单元产生动作指令，驱动磁悬浮机构，使有效载荷达到期望的超精超稳姿态控制精度；所述服务舱上安装但不限于驱动机构、推力器、动量轮等各种活动部件、太阳电池阵、可展开式热辐射器等挠性附件和相对姿态控制单元，磁悬浮机构检测载荷舱与服务舱相对姿态信息并传输给相对姿态控制单元，相对姿态控制单元产生控制指令，驱动动量飞轮和推力器等外部执行机构，使两舱相对姿态达到期望的精度；磁悬浮机构检测载荷舱与服务舱相对位置信息并传输给相对位置控制单元，相对位置控制单元产生控制指令，驱动磁悬浮机构输出轴向控制力，使两舱相对位置保持在期望的阈值内。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (5)

1.一种主从协同非接触式卫星平台，其特征在于，所述卫星平台由载荷舱、服务舱和磁悬浮机构组成，载荷舱下端安装有有效载荷，载荷舱上安装有星敏感器、陀螺和有效载荷控制单元；服务舱由通用的卫星模块组成，其上安装有驱动机构、推力器、动量轮，太阳电池阵和相对姿态控制单元；磁悬浮机构包括永久磁铁端和线圈端，永久磁铁端与载荷舱固连，线圈端与服务舱固连，永久磁铁端和线圈端之间根据指令需要，通过电磁作用产生电磁力，载荷舱通过磁悬浮机构实现期望的有效载荷指向；服务舱通过安装在其上的推力器、动量轮抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿；磁悬浮机构基于电磁作用原理以非接触形式连接载荷舱和服务舱，使服务舱的振动和干扰不会对有效载荷的指向产生干扰。

2.根据权利要求1所述的一种主从协同非接触式卫星平台，其特征在于，所述磁悬浮机构上还设有测量装置，用于检测两舱相对位置信息并反馈给服务舱的控制单元，控制单元解算出控制指令并驱动磁悬浮机构使其产生控制力，使服务舱的位置相对载荷舱保持在期望的阈值内；同时用于检测两舱相对姿态信息并反馈给服务舱的控制单元，控制单元解算出控制指令并驱动推力器、动量轮产生控制力矩，使服务舱的姿态实时跟踪载荷舱。

3.根据权利要求1所述的一种主从协同非接触式卫星平台，其特征在于，磁悬浮机构的永久磁铁端和线圈端利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制中线圈的电流变化来调节载荷舱和服务舱之间的间隙，防止两者碰撞。

4.一种主从协同非接触式卫星平台控制系统，其特征在于，包括有效载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路、相对姿态控制回路；有效载荷姿态控制回路包括有效载荷指令、有效载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁悬浮机构、载荷舱和星敏感器-陀螺；两舱相对位置控制回路包括相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相对姿态控制算法、外部执行机构和相对位置传感器。

5.一种主从协同非接触式卫星平台的控制方法，其特征在于，分别为三个控制回路设计滑模控制器，对载荷舱姿态控制回路，以载荷舱相对惯性坐标系的角速度误差作为依据，设计积分形式的滑模面，基于滑模面设计滑模控制律，实现载荷舱的三轴姿态稳定；对相对姿态控制回路，以两舱相对姿态误差为依据，设计积分滑模面s₁：

$s_1={\mathrm{\ω}}_e+K_1{\∫}_0^t{\mathrm{\ω}}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₁表示积分滑模面、ω_e表示两舱角速度误差、K₁表示滑模面增益；

基于上述积分滑模面s₁设计控制律，实现期望的相对姿态；选择李亚普诺夫函数V₁：

$V_1=\frac{1}{2}{s_1}^T{s}_1;$

对V₁求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态；

对相对位置控制回路，采用两舱相对位置误差为依据，设计积分滑模面s₂：

$s_2=k_2{\∫}_0^t{l}_{e}d\mathrm{\τ};$

式中，s₂表示积分滑模面、l_e表示两舱相对位置误差、K₂表示滑模面增益；基于上述积分滑模面s₂设计相对位置控制律，实现期望的相对姿态，选择李亚普诺夫函数V₂：

$V_2=\frac{1}{2}{s_2}^T{s}_2;$

对V₂求导，当时，则表明闭环系统稳定，服务舱实时跟踪载荷舱的姿态。