CN107187615B - 卫星分布式载荷的编队方法 - Google Patents

卫星分布式载荷的编队方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107187615B
CN107187615B CN201710277775.7A CN201710277775A CN107187615B CN 107187615 B CN107187615 B CN 107187615B CN 201710277775 A CN201710277775 A CN 201710277775A CN 107187615 B CN107187615 B CN 107187615B
Authority
CN
China
Prior art keywords
distributed
load
coordinate system
relative
control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710277775.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107187615A (zh
Inventor
刘磊
熊敏
魏震
唐硕
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201710277775.7A priority Critical patent/CN107187615B/zh
Publication of CN107187615A publication Critical patent/CN107187615A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107187615B publication Critical patent/CN107187615B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种卫星分布式载荷的编队方法，用于解决现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的技术问题。技术方案是根据任务需求不同，在同一颗卫星的不同位置处布置分布式载荷，载荷编队由一个主载荷和若干个从载荷组成，编队中所有载荷协同工作，完成给定任务。采用分离式Stewart驱动平台将卫星本体与载荷相连接，分离式电磁音圈作动器代替可伸缩支腿作为执行机构，采用比例微分(PD)控制律，对分布式载荷进行编队控制。该方法满足了分布式光学成像等大口径光学应用系统提出的高精度、高稳定度、超静力学环境等要求，可完成多种空间任务；同时执行机构不消耗工质，不引起微振动，且无需卸载，有效提高了卫星载荷的控制精度。

Description

卫星分布式载荷的编队方法
技术领域
本发明涉及一种卫星自主编队飞行控制方法，特别涉及一种卫星分布式载荷的编队方法。
背景技术
卫星载荷的编队技术是不同于传统卫星编队的一项新兴技术，是指在同一颗卫星不同位置处布置分布式载荷，并对这些载荷进行编队，使其相对于某一主载荷保持高精度相对位置和相对姿态，以共同完成某些任务。分布式光学成像等大口径光学应用系统对卫星载荷编队技术提出了高精度、高稳定度、超静力学环境等的要求。
传统的卫星编队技术，即对不同的卫星进行编队，一般使用线性化之后的C-W方程来描述两颗卫星之间的相对运动；进行编队控制时，也采用C-W方程来计算控制量。轨控时，采用轨控推力器；姿控时，采用动量轮或姿控推力器两种方式。
文献“申请公布号是CN104142686A的中国发明专利”公开了一种卫星自主编队飞行控制方法。该方法通过轨控使用多次小脉冲喷气、姿控使用动量轮的方式，用于卫星的编队控制，减少了姿态喷气控制对轨道的影响，提高了轨道控制执行精度。该专利中，用喷气推力器提供脉冲力矩，需要消耗大量工质，影响航天器寿命，且容易引起微振动，降低光学部件工作性能；动量轮会存在速度饱和，此后动量轮就不再吸收航天器的多余动量矩，需要进行卸载。此外，空间环境对常规编队卫星影响大，特别是对于低轨卫星，编队受到的环境干扰较复杂，常规编队难度大。总体而言，卫星编队技术的相对位置和相对姿态的控制精度较低，不适用于分布式光学成像这种高精度共相位控制要求。
发明内容
为了克服现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的不足，本发明提供一种卫星分布式载荷的编队方法。该方法根据任务需求不同，在同一颗卫星的不同位置处布置分布式载荷，载荷编队由一个主载荷和若干个从载荷组成，编队中所有载荷协同工作，完成给定任务。采用分离式Stewart驱动平台将卫星本体与载荷相连接，分离式电磁音圈作动器代替可伸缩支腿作为执行机构，采用比例微分(PD)控制律，对分布式载荷进行编队控制。该方法满足了分布式光学成像等大口径光学应用系统提出的高精度、高稳定度、超静力学环境等要求，可完成多种空间任务；同时执行机构不消耗工质，不引起微振动，且无需卸载，有效提高了卫星载荷的控制精度，延长了卫星寿命。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种卫星分布式载荷的编队方法，其特点是包括以下步骤：
步骤一、确定卫星上各个部件的位置及其连接方式。
设计分离式Stewart驱动平台4。所述分离式Stewart驱动平台4以立方体的两个斜界面作为上、下平台，立方体的六条棱作为分离式Stewart驱动平台4的六个支腿。采用六个分离式电磁音圈作动器2控制分布式载荷的六自由度运动。卫星本体5分别与分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相连，所述分离式Stewart驱动平台4的下平台部分与卫星本体5相连，分离式Stewart驱动平台4的上平台部分与分布式主载荷1相连。分离式电磁音圈作动器2与分离式Stewart驱动平台4之间采用螺栓连接。
步骤二、确定分布式载荷的相对位置和相对姿态。
在分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6上分别安装星敏感器，用于测量载荷相对于惯性坐标系的姿态信息，并利用坐标转换关系，得到需要的相对姿态信息。在分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6上安装干涉激光器，用于测量相对位置信息。
步骤三、卫星本体5的姿态动力学建模与控制。
参考坐标系选取卫星本体坐标系Oxyz，将卫星本体5当作刚体模型，采用小角度机动假设，即姿态角均为小量，其正弦值为0，余弦值为1，两个小量的乘积忽略，将模型线性化，其模型如下：
其中，ωx,ωy,ωz分别为卫星本体5绕参考坐标系Oxyz三轴的转动角速度，ψ,θ,分别为卫星的偏航、俯仰和滚动角，为卫星本体的惯量矩，为卫星本体5姿态控制执行机构产生的控制力矩，为分布式主载荷1通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩，为第一个分布式从载荷3通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩，为第二个分布式从载荷6通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩。
为使卫星本体5保持稳定，即卫星本体5的姿态控制执行机构用来补偿分布式载荷对卫星本体5的影响，采用公式(2)对卫星本体5进行稳定控制：
加入控制力矩后，卫星本体5的动力学模型为：
其中，为卫星本体5姿态控制三通道的微分参数，为卫星本体5姿态控制三通道的比例参数。
步骤四、分布式载荷的位置和姿态的动力学建模。
将卫星上的分布式主载荷1看作刚体，参考坐标系为分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1，假设分布式主载荷1为正方体，则同样的采用小角度机动假设，将模型线性化，其姿态模型如下：
其中，为分布式主载荷1绕参考坐标系Op1xp1yp1zp1的转动角速度，ψp1,θp1,为分布式主载荷1的偏航、俯仰和滚动角，为分布式主载荷1的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对分布式主载荷1的控制力矩，且
以卫星本体坐标系Oxyz为参考坐标系，建立分布式主载荷1的位置模型。假设分布式主载荷1只受到分离式Stewart驱动平台4通过分离式电磁音圈作动器2施加的力和力矩，并假设载荷为刚体，建立的位置模型如下：
其中，为分布式主载荷1质心相对于卫星本体5的速度，x1,y1,z1为分布式主载荷1质心相对于卫星本体5的位置，m1为分布式主载荷1的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给分布式主载荷1的控制力。
将第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6看作刚体，姿态建模时分别选取第一个分布式从载荷3的本体坐标系Op2xp2yp2zp2和第二个分布式从载荷6的本体坐标系Op3xp3yp3zp3为参考坐标系；位置建模时选取分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1为参考坐标系，建立模型分别为：
其中，为第一个分布式从载荷3绕参考坐标系Op2xp2yp2zp2的转动角速度，ψp2,θp2,为第一个分布式从载荷3的偏航、俯仰和滚动角，为第一个分布式从载荷3的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对第一个分布式从载荷3的控制力矩，且 为第一个分布式从载荷3质心相对于分布式主载荷1的速度，x2,y2,z2为第一个分布式从载荷3质心相对于分布式主载荷1的位置，m2为第一个分布式从载荷3的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给第一个分布式从载荷3的控制力。
其中，为第二个分布式从载荷6绕参考坐标系Op3xp3yp3zp3的转动角速度，ψp3,θp3,为第二个分布式从载荷6的偏航、俯仰和滚动角，为第二个分布式从载荷6的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对第二个分布式从载荷6的控制力矩，且 为第二个分布式从载荷6质心相对于分布式主载荷1的速度，x3,y3,z3为第二个分布式从载荷6质心相对于分布式主载荷1的位置，m3为第二个分布式从载荷6的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给第二个分布式从载荷6的控制力。
步骤五、分布式主载荷1相对于卫星本体的位置和姿态的确定。
采用干涉激光器得到分布式主载荷1相对于卫星本体5的位置关系，并将其投影在卫星本体坐标系Oxyz中，得到分布式主载荷1相对于卫星本体5的位置为[x1,y1,z1]T。
用星敏感器测得分布式主载荷1相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为卫星本体5相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为假设卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A0，分布式主载荷本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1。由于这两个坐标变换矩阵均为标准正交矩阵，即有AT＝A-1，故分布式主载荷本体坐标系相对于卫星本体坐标系的变换矩阵分别为所以分布式主载荷1相对于卫星本体5的姿态角分别为：
步骤六、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的位置和姿态的确定。
采用干涉激光器得到第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的位置关系，并将其投影在分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1中，得到两个从载荷相对于主载荷的位置分别为：[x2,y2,z2]T、[x3,y3,z3]T。
用星敏感器测得分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角分别为和假设分布式主载荷1本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1，第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6的本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵分别为A2和A3。则第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6本体坐标系相对于分布式主载荷1本体坐标系的变换矩阵分别为和所以第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的姿态角分别为：
步骤七、分布式载荷编队的控制方法。
在完成某一任务时，要求将参考姿态和位置与实际姿态和位置的差值作为控制系统输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器2对分布式主载荷1产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为分布式主载荷1位置控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷1位置控制中三通道的比例参数；为分布式主载荷1姿态控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷1姿态控制中三通道的比例参数。
其次，要求 将第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的参考姿态和位置与其相对于分布式主载荷1的实际姿态和位置的差值作为控制系统的输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器2对第一个分布式从载荷3产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为第一个分布式从载荷3位置控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷3位置控制中三通道的比例参数；为第一个分布式从载荷3姿态控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷3姿态控制中三通道的比例参数。
采用比例微分控制方法，分离式电磁音圈作动器2对第二个分布式从载荷6产生的控制力和控制力矩为：
其中，为第二个分布式从载荷6位置控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷6位置控制中三通道的比例参数；为第二个分布式从载荷6姿态控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷6姿态控制中三通道的比例参数。
步骤八、分离式电磁音圈作动器2作为执行机构产生控制力和控制力矩。
分离式电磁音圈作动器2的模型假设为已知，通电电流与产生的输出力的关系如公式(13)所示：
F＝BIL (13)
其中B,L为分离式电磁音圈作动器的固有属性，当做已知量，I为通过线圈的电流，为可控变量。
进行姿态控制时，设某一作动器的输出力与轴线方向的垂直距离为d，形成沿该载荷轴线方向的力矩，用于控制姿态角的偏差。
步骤九、部分参数的设定。
利用试凑法整定步骤七中所有比例微分参数，先调节比例参数，再调节微分参数，这两个步骤反复进行，直到满足系统要求的性能为止。同时，完成步骤八中分离式电磁音圈作动器2的固有参数B和L的测定，以及分离式电磁音圈作动器2相对于分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6的轴线垂直距离d的测量。
本发明的有益效果是：该方法根据任务需求不同，在同一颗卫星的不同位置处布置分布式载荷，载荷编队由一个主载荷和若干个从载荷组成，编队中所有载荷协同工作，完成给定任务。采用分离式Stewart驱动平台将卫星本体与载荷相连接，分离式电磁音圈作动器代替可伸缩支腿作为执行机构，采用比例微分(PD)控制律，对分布式载荷进行编队控制。该方法满足了分布式光学成像等大口径光学应用系统提出的高精度、高稳定度、超静力学环境等要求，可完成多种空间任务；同时执行机构不消耗工质，不引起微振动，且无需卸载，有效提高了卫星载荷的控制精度，延长了卫星寿命。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。
附图说明
图1是本发明卫星分布式载荷的编队方法的流程图。
图2是本发明方法所涉及的分离式Stewart驱动平台的构型图；
图3是本发明方法所涉及的分离式Stewart驱动平台的三维模型图；
图4是本发明方法所涉及的卫星本体、分离式Stewart驱动平台、分离式电磁音圈作动器和分布式载荷的连接关系示意图；
图5是本发明方法中分布式载荷编队的控制框图。
图中，1-分布式主载荷，2-分离式电磁音圈作动器，3-第一个分布式从载荷，4-分离式Stewart驱动平台，5-卫星本体，6-第二个分布式从载荷。
具体实施方式
参照图1-5。本发明卫星分布式载荷的编队方法具体步骤如下：
步骤一、确定卫星上各个部件的位置及其连接方式。
设计分离式Stewart驱动平台4。所述分离式Stewart驱动平台4以立方体的两个斜界面作为上、下平台，立方体的六条棱作为分离式Stewart驱动平台4的六个支腿。采用六个分离式电磁音圈作动器2代替可伸缩作动器，用于控制分布式载荷的六自由度运动。假设卫星上有三个分布式载荷，分别为分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6，确定各个分布式载荷在卫星上的位置，分离式Stewart驱动平台4将卫星本体5分别与分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相连，即分离式Stewart驱动平台4的下平台部分与卫星本体5相连，上平台部分与分布式主载荷1相连。分离式电磁音圈作动器2与分离式Stewart驱动平台4之间采用螺栓连接。
步骤二、确定分布式载荷的相对位置和相对姿态的测量方法。
在每个分布式载荷上安装惯性测量系统如星敏感器，用于测量载荷相对于惯性坐标系的姿态信息，并利用坐标转换关系，得到需要的相对姿态信息。在每个分布式载荷上安装干涉激光器，用于测量相对位置信息。
步骤三、卫星本体5的姿态动力学建模与控制。
对于卫星本体5，不考虑分离式Stewart驱动平台4、分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6。由于卫星本体5的轨道运动对卫星分布式载荷编队影响不大，故只考虑卫星本体5的姿态运动。参考坐标系选取卫星本体坐标系Oxyz,将其当作刚体模型，不考虑环境因素的影响，并采用小角度机动假设，即姿态角均为小量，其正弦值为0，余弦值为1，两个小量的乘积忽略，将模型线性化，其模型如下：
其中，ωx,ωy,ωz分别为卫星本体5绕参考坐标系Oxyz三轴的转动角速度，ψ,θ,分别为卫星的偏航、俯仰和滚动角，为卫星本体的惯量矩，为卫星本体5姿态控制执行机构产生的控制力矩，为分布式主载荷1通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩，为第一个分布式从载荷3通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩，为第二个分布式从载荷6通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2对卫星本体5产生的反作用力矩。
由于卫星本体5质量较大，故分离式电磁音圈作动器2产生的输出力对卫星本体5的位置改变可忽略不计。
为使卫星本体5保持稳定，即卫星本体5的姿态控制执行机构来补偿分布式载荷对本体的影响，采用公式(2)所示的控制律对卫星本体5进行稳定控制：
加入控制力矩后，卫星本体5的动力学模型为：
其中，为卫星本体5姿态控制三通道的微分参数，为卫星本体5姿态控制三通道的比例参数。
步骤四、分布式载荷的位置和姿态的动力学建模。
将卫星上的分布式主载荷1看作刚体，参考坐标系为分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1，假设分布式主载荷1为正方体，则同样的采用小角度机动假设，将模型线性化，其姿态模型如下：
其中，为分布式主载荷1绕参考坐标系Op1xp1yp1zp1的转动角速度，ψp1,θp1,为分布式主载荷1的偏航、俯仰和滚动角，为分布式主载荷1的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对分布式主载荷1的控制力矩，且
以卫星本体坐标系Oxyz为参考坐标系，建立分布式主载荷1的位置模型。假设分布式主载荷1只受到分离式Stewart驱动平台4通过分离式电磁音圈作动器2施加的力和力矩，并假设载荷为刚体，建立的位置模型如下：
其中，为分布式主载荷1质心相对于卫星本体5的速度，x1,y1,z1为分布式主载荷1质心相对于卫星本体5的位置，m1为分布式主载荷1的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给分布式主载荷1的控制力。
对于第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6，同样的将其看作刚体，姿态建模时分别选取第一个分布式从载荷3的本体坐标系Op2xp2yp2zp2和第二个分布式从载荷6的本体坐标系Op3xp3yp3zp3为参考坐标系；位置建模时选取分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1为参考坐标系，其它假设与建模方法均与分布式主载荷1相同，建立模型分别为：
其中，为第一个分布式从载荷3绕参考坐标系Op2xp2yp2zp2的转动角速度，ψp2,θp2,为第一个分布式从载荷3的偏航、俯仰和滚动角，为第一个分布式从载荷3的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对第一个分布式从载荷3的控制力矩，且 为第一个分布式从载荷3质心相对于分布式主载荷1的速度，x2,y2,z2为第一个分布式从载荷3质心相对于分布式主载荷1的位置，m2为第一个分布式从载荷3的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给第一个分布式从载荷3的控制力。
其中，为第二个分布式从载荷6绕参考坐标系Op3xp3yp3zp3的转动角速度，ψp3,θp3,为第二个分布式从载荷6的偏航、俯仰和滚动角，为第二个分布式从载荷6的惯量矩，为卫星本体5通过分离式Stewart驱动平台4的分离式电磁音圈作动器2产生的对第二个分布式从载荷6的控制力矩，且 为第二个分布式从载荷6质心相对于分布式主载荷1的速度，x3,y3,z3为第二个分布式从载荷6质心相对于分布式主载荷1的位置，m3为第二个分布式从载荷6的质量，为卫星本体5通过Stewart平台4的分离式电磁音圈作动器2施加给第二个分布式从载荷6的控制力。
步骤五、分布式主载荷1相对于卫星本体的位置和姿态的确定。
采用干涉激光器可直接得到分布式主载荷1相对于卫星本体5的位置关系，并将其投影在卫星本体坐标系Oxyz中，得到分布式主载荷1相对于卫星本体5的位置为[x1,y1,z1]T。
用星敏感器测得分布式主载荷1相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为卫星本体5相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为假设卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A0，分布式主载荷本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1。由于这两个坐标变换矩阵均为标准正交矩阵，即有AT＝A-1，故分布式主载荷本体坐标系相对于卫星本体坐标系的变换矩阵分别为所以分布式主载荷1相对于卫星本体5的姿态角分别为：
步骤六、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的位置和姿态的确定。
采用干涉激光器可直接得到第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的位置关系，并将其投影在分布式主载荷1的本体坐标系Op1xp1yp1zp1中，得到两个从载荷相对于主载荷的位置分别为：[x2,y2,z2]T、[x3,y3,z3]T。
用星敏感器测得分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角分别为和假设分布式主载荷1本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1，第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6的本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵分别为A2和A3。则第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6本体坐标系相对于分布式主载荷1本体坐标系的变换矩阵分别为和所以第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的姿态角分别为：
步骤七、分布式载荷编队的控制方法。
对于卫星分布式载荷的编队技术，在完成某一任务时，首先卫星的分布式主载荷1要按一定的精度相对于卫星本体5的某一位置保持定向，故要求将参考姿态和位置与实际姿态和位置的差值作为控制系统输入，采用比例微分(PD)控制方法，则分离式电磁音圈作动器2对分布式主载荷1产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为分布式主载荷1位置控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷1位置控制中三通道的比例参数；为分布式主载荷1姿态控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷1姿态控制中三通道的比例参数。
其次，第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6要相对于分布式主载荷1保持高精度相对位置和相对姿态，即要求 将第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6相对于分布式主载荷1的参考姿态和位置与其相对于分布式主载荷1的实际姿态和位置的差值作为控制系统的输入，采用PD控制方法，则分离式电磁音圈作动器2对第一个分布式从载荷3产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为第一个分布式从载荷3位置控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷3位置控制中三通道的比例参数；为第一个分布式从载荷3姿态控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷3姿态控制中三通道的比例参数。
采用PD控制方法，分离式电磁音圈作动器2对第二个分布式从载荷6产生的控制力和控制力矩为：
其中，为第二个分布式从载荷6位置控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷6位置控制中三通道的比例参数；为第二个分布式从载荷6姿态控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷6姿态控制中三通道的比例参数。
步骤八、分离式电磁音圈作动器2作为执行机构产生控制力和控制力矩。
在上述步骤中，给定各个分布式载荷的参考位置和姿态后，由于空间环境和卫星本体上存在各种干扰，使得各个分布式载荷偏离基准状态，故需要对其进行位置和姿态的补偿。各个分布式载荷的位置和姿态信息可由步骤二中的测量装置得出，然后反馈给控制系统，得出参考值与实际值的差值，按照步骤七所述的PD控制方法进行补偿。
分离式电磁音圈作动器的模型假设为已知，通电电流与产生的输出力的关系如公式(13)所示：
F＝BIL (13)
其中B,L为分离式电磁音圈作动器的固有属性，可当做已知量，I为通过线圈的电流，为可控变量。
进行姿态控制时，设某一作动器的输出力与轴线方向的垂直距离为d，形成沿该载荷轴线方向的力矩，用于控制姿态角的偏差。
步骤九、上述步骤中各种参数的设定。
此步骤需完成步骤七中所出现的所有比例微分参数的设定，利用试凑法整定这几个参数，先调节比例参数，再调节微分参数，这两个步骤反复进行，直到满足系统要求的性能为止。同时，还需完成步骤八中分离式电磁音圈作动器2的固有参数B和L的测定，以及分离式电磁音圈作动器2相对于分布式主载荷1、第一个分布式从载荷3和第二个分布式从载荷6的轴线垂直距离d的测量。

Claims (1)

1.一种卫星分布式载荷的编队方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一、确定卫星上各个部件的位置及其连接方式；
设计分离式Stewart驱动平台(4)；所述分离式Stewart驱动平台(4)以立方体的两个斜界面作为上、下平台，立方体的六条棱作为分离式Stewart驱动平台(4)的六个支腿；采用六个分离式电磁音圈作动器(2)控制分布式载荷的六自由度运动；卫星本体(5)分别与分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相连，所述分离式Stewart驱动平台(4)的下平台部分与卫星本体(5)相连，分离式Stewart驱动平台(4)的上平台部分与分布式主载荷(1)相连；分离式电磁音圈作动器(2)与分离式Stewart驱动平台(4)之间采用螺栓连接；
步骤二、确定分布式载荷的相对位置和相对姿态；
在分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)上分别安装星敏感器，用于测量载荷相对于惯性坐标系的姿态信息，并利用坐标转换关系，得到需要的相对姿态信息；在分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)上安装干涉激光器，用于测量相对位置信息；
步骤三、卫星本体(5)的姿态动力学建模与控制；
参考坐标系选取卫星本体坐标系Oxyz，将卫星本体(5)当作刚体模型，采用小角度机动假设，即姿态角均为小量，其正弦值为0，余弦值为1，两个小量的乘积忽略，将模型线性化，其模型如下：
其中，ωx,ωy,ωz分别为卫星本体(5)绕参考坐标系Oxyz三轴的转动角速度，分别为卫星的偏航、俯仰和滚动角，为卫星本体的惯量矩，为卫星本体(5)姿态控制执行机构产生的控制力矩，为分布式主载荷(1)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩，为第一个分布式从载荷(3)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩，为第二个分布式从载荷(6)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)对卫星本体(5)产生的反作用力矩；
为使卫星本体(5)保持稳定，即卫星本体(5)的姿态控制执行机构用来补偿分布式载荷对卫星本体(5)的影响，采用公式(2)对卫星本体(5)进行稳定控制：
加入控制力矩后，卫星本体(5)的动力学模型为：
其中，为卫星本体(5)姿态控制三通道的微分参数，为卫星本体(5)姿态控制三通道的比例参数；
步骤四、分布式载荷的位置和姿态的动力学建模；
将卫星上的分布式主载荷(1)看作刚体，参考坐标系为分布式主载荷(1)的本体坐标系Op1xp1yp1zp1，假设分布式主载荷(1)为正方体，则同样的采用小角度机动假设，将模型线性化，其姿态模型如下：
其中，为分布式主载荷(1)绕参考坐标系Op1xp1yp1zp1的转动角速度，为分布式主载荷(1)的偏航、俯仰和滚动角，为分布式主载荷(1)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对分布式主载荷(1)的控制力矩，且
以卫星本体坐标系Oxyz为参考坐标系，建立分布式主载荷(1)的位置模型；假设分布式主载荷(1)只受到分离式Stewart驱动平台(4)通过分离式电磁音圈作动器(2)施加的力和力矩，并假设载荷为刚体，建立的位置模型如下：
其中，为分布式主载荷(1)质心相对于卫星本体(5)的速度，x1,y1,z1为分布式主载荷(1)质心相对于卫星本体(5)的位置，m1为分布式主载荷(1)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给分布式主载荷(1)的控制力；
将第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)看作刚体，姿态建模时分别选取第一个分布式从载荷(3)的本体坐标系Op2xp2yp2zp2和第二个分布式从载荷(6)的本体坐标系Op3xp3yp3zp3为参考坐标系；位置建模时选取分布式主载荷(1)的本体坐标系Op1xp1yp1zp1为参考坐标系，建立模型分别为：
其中，为第一个分布式从载荷(3)绕参考坐标系Op2xp2yp2zp2的转动角速度，为第一个分布式从载荷(3)的偏航、俯仰和滚动角，为第一个分布式从载荷(3)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对第一个分布式从载荷(3)的控制力矩，且 为第一个分布式从载荷(3)质心相对于分布式主载荷(1)的速度，x2,y2,z2为第一个分布式从载荷(3)质心相对于分布式主载荷(1)的位置，m2为第一个分布式从载荷(3)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给第一个分布式从载荷(3)的控制力；
其中，为第二个分布式从载荷(6)绕参考坐标系Op3xp3yp3zp3的转动角速度，为第二个分布式从载荷(6)的偏航、俯仰和滚动角，为第二个分布式从载荷(6)的惯量矩，为卫星本体(5)通过分离式Stewart驱动平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)产生的对第二个分布式从载荷(6)的控制力矩，且 为第二个分布式从载荷(6)质心相对于分布式主载荷(1)的速度，x3,y3,z3为第二个分布式从载荷(6)质心相对于分布式主载荷(1)的位置，m3为第二个分布式从载荷(6)的质量，为卫星本体(5)通过Stewart平台(4)的分离式电磁音圈作动器(2)施加给第二个分布式从载荷(6)的控制力；
步骤五、分布式主载荷(1)相对于卫星本体的位置和姿态的确定；
采用干涉激光器得到分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的位置关系，并将其投影在卫星本体坐标系Oxyz中，得到分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的位置为[x1,y1,z1]T；
用星敏感器测得分布式主载荷(1)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为卫星本体(5)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角为假设卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A0，分布式主载荷本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1；由于这两个坐标变换矩阵均为标准正交矩阵，即有AT＝A-1，故分布式主载荷本体坐标系相对于卫星本体坐标系的变换矩阵分别为所以分布式主载荷(1)相对于卫星本体(5)的姿态角分别为：
步骤六、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的位置和姿态的确定；
采用干涉激光器得到第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的位置关系，并将其投影在分布式主载荷(1)的本体坐标系Op1xp1yp1zp1中，得到两个从载荷相对于主载荷的位置分别为：[x2,y2,z2]T、[x3,y3,z3]T；
用星敏感器测得分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于惯性坐标系的滚动、俯仰和偏航角分别为和假设分布式主载荷(1)本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵为A1，第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)的本体坐标系相对于惯性坐标系的变换矩阵分别为A2和A3；则第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)本体坐标系相对于分布式主载荷(1)本体坐标系的变换矩阵分别为和所以第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的姿态角分别为：
步骤七、分布式载荷编队的控制方法；
在完成某一任务时，要求将参考姿态和位置与实际姿态和位置的差值作为控制系统输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器(2)对分布式主载荷(1)产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为分布式主载荷(1)位置控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷(1)位置控制中三通道的比例参数；为分布式主载荷(1)姿态控制中三通道的微分参数，为分布式主载荷(1)姿态控制中三通道的比例参数；
其次，要求 将第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)相对于分布式主载荷(1)的参考姿态和位置与其相对于分布式主载荷(1)的实际姿态和位置的差值作为控制系统的输入，采用比例微分控制方法，则分离式电磁音圈作动器(2)对第一个分布式从载荷(3)产生的控制力和控制力矩应为：
其中，为第一个分布式从载荷(3)位置控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷(3)位置控制中三通道的比例参数；为第一个分布式从载荷(3)姿态控制中三通道的微分参数，为第一个分布式从载荷(3)姿态控制中三通道的比例参数；
采用比例微分控制方法，分离式电磁音圈作动器(2)对第二个分布式从载荷(6)产生的控制力和控制力矩为：
其中，为第二个分布式从载荷(6)位置控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷(6)位置控制中三通道的比例参数；为第二个分布式从载荷(6)姿态控制中三通道的微分参数，为第二个分布式从载荷(6)姿态控制中三通道的比例参数；
步骤八、分离式电磁音圈作动器(2)作为执行机构产生控制力和控制力矩；
分离式电磁音圈作动器(2)的模型假设为已知，通电电流与产生的输出力的关系如公式(13)所示：
F＝BIL (13)
其中B,L为分离式电磁音圈作动器的固有属性，当做已知量，I为通过线圈的电流，为可控变量；
进行姿态控制时，设某一作动器的输出力与轴线方向的垂直距离为d，形成沿该载荷轴线方向的力矩，用于控制姿态角的偏差；
步骤九、部分参数的设定；
利用试凑法整定步骤七中所有比例微分参数，先调节比例参数，再调节微分参数，这两个步骤反复进行，直到满足系统要求的性能为止；同时，完成步骤八中分离式电磁音圈作动器(2)的固有参数B和L的测定，以及分离式电磁音圈作动器(2)相对于分布式主载荷(1)、第一个分布式从载荷(3)和第二个分布式从载荷(6)的轴线垂直距离d的测量。
CN201710277775.7A 2017-04-25 2017-04-25 卫星分布式载荷的编队方法 Active CN107187615B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710277775.7A CN107187615B (zh) 2017-04-25 2017-04-25 卫星分布式载荷的编队方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710277775.7A CN107187615B (zh) 2017-04-25 2017-04-25 卫星分布式载荷的编队方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107187615A CN107187615A (zh) 2017-09-22
CN107187615B true CN107187615B (zh) 2019-06-21

Family

ID=59873383

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710277775.7A Active CN107187615B (zh) 2017-04-25 2017-04-25 卫星分布式载荷的编队方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107187615B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107764272B (zh) * 2017-09-25 2020-12-08 哈尔滨工业大学 安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法
CN111677810B (zh) * 2020-05-27 2021-09-21 哈尔滨工业大学 光学有效载荷被动隔振系统
CN113002803B (zh) * 2021-03-21 2022-10-11 西北工业大学 多星超长基线复合编队方法
CN115771624B (zh) * 2023-02-13 2023-05-26 北京航空航天大学 一种基于强化学习的自适应卫星姿轨控制方法
CN116374206B (zh) * 2023-04-24 2024-07-05 中国科学院微小卫星创新研究院 一种多转台卫星以及航天器

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101381004A (zh) * 2008-08-20 2009-03-11 南京航空航天大学 基于大气阻力的微小卫星编队飞行控制方法及控制装置
CN101520511A (zh) * 2009-03-13 2009-09-02 北京航空航天大学 一种分布式卫星合成孔径雷达编队构形方法
CN102040008A (zh) * 2010-12-13 2011-05-04 北京航空航天大学 一种用于编队卫星在轨运行安全的防碰控制方法
CN103676955A (zh) * 2013-12-19 2014-03-26 北京航空航天大学 一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统
CN104142686A (zh) * 2014-07-16 2014-11-12 北京控制工程研究所 一种卫星自主编队飞行控制方法
CN105138010A (zh) * 2015-08-31 2015-12-09 哈尔滨工业大学 一种编队卫星分布式有限时间跟踪控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101381004A (zh) * 2008-08-20 2009-03-11 南京航空航天大学 基于大气阻力的微小卫星编队飞行控制方法及控制装置
CN101520511A (zh) * 2009-03-13 2009-09-02 北京航空航天大学 一种分布式卫星合成孔径雷达编队构形方法
CN102040008A (zh) * 2010-12-13 2011-05-04 北京航空航天大学 一种用于编队卫星在轨运行安全的防碰控制方法
CN103676955A (zh) * 2013-12-19 2014-03-26 北京航空航天大学 一种实现分布式编队飞行的卫星自主轨道控制系统
CN104142686A (zh) * 2014-07-16 2014-11-12 北京控制工程研究所 一种卫星自主编队飞行控制方法
CN105138010A (zh) * 2015-08-31 2015-12-09 哈尔滨工业大学 一种编队卫星分布式有限时间跟踪控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107187615A (zh) 2017-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107187615B (zh) 卫星分布式载荷的编队方法
Crowther et al. Kinematic analysis and control design for a nonplanar multirotor vehicle
CN106985139B (zh) 基于扩展状态观测与补偿的空间机器人自抗扰协调控制方法
CN105159310B (zh) 一种惯性系航天器姿态控制/角动量管理方法
Nakka et al. A six degree-of-freedom spacecraft dynamics simulator for formation control research
US20080315039A1 (en) System and methods for space vehicle torque balancing
CN105425812B (zh) 一种基于双模型下的无人机自动着舰轨迹控制方法
van der Zwaan et al. Vision based station keeping and docking for an aerial blimp
Zhao et al. Adaptive saturated control for spacecraft rendezvous and docking under motion constraints
CN107402516B (zh) 基于联合执行机构的递阶饱和模糊pd姿态控制方法
CN112572835B (zh) 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法
CN110316400B (zh) 一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法
Yu et al. An over-actuated multi-rotor aerial vehicle with unconstrained attitude angles and high thrust efficiencies
CN114779799B (zh) 基于扩张干扰观测器的柔性航天器姿轨跟踪控制方法
CN106240846A (zh) 交通工具姿态控制
CN114706413B (zh) 近地轨道微纳卫星变质心姿态控制方法及系统
Qian et al. Path following control of multiple quadrotors carrying a rigid-body slung payload
CN109582039A (zh) 一种采用相对导航信息的j2摄动下最优队形重构方法
CN116853527A (zh) 磁盘卫星的自适应鲁棒滑模姿态控制方法
CN103863578A (zh) 火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统
Nieto-Peroy et al. Simulation of spacecraft formation maneuvers by means of floating platforms
Cao et al. Decoupled translational and rotational flight control designs of canted-rotor hexacopters
Lee et al. Decentralized guidance and control for spacecraft formation flying using virtual leader configuration
CN110955255A (zh) 基于cmg的高精度轨控姿态维持方法、系统及介质
CN114408219B (zh) 一种主动指向超静平台指令力分配阵重构方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant