CN111638721B - 一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统及验证方法 - Google Patents
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Abstract
一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统及验证方法，所设计的方法用于定量分析光学载荷“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制技术。首先设计物理试验系统，由星体(采用三轴气浮台模拟)、主动指向超静平台、重力卸载支架、景物模拟器、平行光管等部分组成；然后依据物理模型建立结构‑控制‑光学分析模型，并以此进行控制器设计；最后通过实验定量分析三超控制的全链路扰动传递特性，实现扰振对三超平台观测图像质量影响的定量分析评估。
Description
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统及验证方法，通过物理试验实现扰振对三超平台观测图像质量影响的分析与评估，考核光学载荷三超控制性能指标。
背景技术
随着天文观测需求不断提升，要求控制系统实现光学载荷三超控制性能，即实现光学载荷“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷”等三超控制。卫星上存在一系列会产生振动的设备，包括力矩陀螺中的高速转子、太阳翼驱动机构中的步进电机以及高增益天线的扫描机构等。这些扰振源产生的扰振力既会使卫星发生整体的姿态晃动，也会激发星体及空间相机的结构振动，这些因素均会使相机视线与期望指向发生动态偏离，或称为抖动。当相机视线抖动的幅值超过一定限度时，就会在拍摄到的图像中有所反映，例如使图像发生扭曲、模糊的现象，从而造成图像质量下降。在这个过程中，扰振源、卫星结构、控制系统以及相机光学系统均参与其中且相互影响。因此，需要建立一套航天器全链路扰动传递试验方法，能够定量分析扰动对光学载荷成像的影响，并通过在卫星平台与光学载荷之间添加主动指向超静平台，进一步分析验证实现对振动的有效抑制。
航天器全链路扰动传递试验方法包含星体一级控制系统设计和光学载荷二级控制系统设计，与单级航天器扰动传递分析设计方法截然不同。单级航天器扰动传递分析设计方法有以下不足：
1、无法实现光学载荷的超高精度指向与超高稳定度控制
目前，航天器系统中普遍采用飞轮、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。执行机构的高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响光学载荷的成像质量，无法实现光学载荷的光轴超高精度指向和超高稳定度控制性能。
2、无法从图像角度直观评价三超控制技术
单级航天器系统中采用星体和载荷刚性连接，星体的微振动直接影响着光学载荷的图像清晰度，无法通过图像的清晰度直观评价光学载荷控制性能。而光学载荷的三超控制物理仿真试验系统通过增加主动指向超静平台，能够极大的提高光学载荷指向精度和稳定度、提高光学载荷的成像清晰度，为评价光学载荷成像性能以及光学载荷控制性能提供直观的图像资料。
发明内容
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全链路扰动传递验证系统及验证方法，通过物理试验实现扰振对三超平台观测图像质量影响的分析与评估，考核光学载荷三超控制性能指标。
本发明的技术解决方案是：
一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统，包括：
星体、主动指向超静平台、光学载荷、重力卸载支架、星体控制单元、载荷控制单元、景物模拟器、锁紧/解锁机构、星体陀螺、位移传感器、自准直仪和控制力矩陀螺；主动指向超静平台中包括多个作动器，每个作动器包括直线电机和驱动器；
使用三轴气浮台模拟星体，三轴气浮台用于支撑主动指向超静平台和光学载荷，主动指向超静平台安装于光学载荷和三轴气浮台之间，重力卸载支架用于卸载光学载荷受到的重力作用，实现对空间环境的模拟；作动器中驱动器用于接收光学载荷控制单元的指令并驱动直线电机实现控制输出，直线电机在驱动器的驱动下，提供主动力，实现对光学载荷的姿态控制；
星体陀螺测量星体角速度，自准直仪测量光学载荷姿态，位移传感器测量光学载荷和星体相对姿态；控制力矩陀螺提供控制力矩；
星体控制单元计算整星姿态稳定控制和敏捷机动控制力矩，载荷控制单元计算光学载荷姿态稳定控制和敏捷机动控制力矩，景物模拟器产生物理图像，并通过平行光管投影到光学载荷视场内，光学载荷进行景物图像重现；锁紧/解锁机构用于控制主动指向超静平台工作与否，解锁时，主动指向超静平台开始工作，进行光学载荷控制；锁紧时，主动指向超静平台不工作，此时光学载荷和三轴气浮台刚性连接。
光学载荷控制单元包括16位A/D转换器、16位D/A转换器、处理器以及电源管理模块；16位A/D转换器采集作动器中的传感器信号，并将测量信号传递给处理器，经过运算处理，传递给16位D/A转换器，并输出给作动器中的驱动器，电源管理模块提供16位A/D转换器、处理器、16位D/A转换器所需的电源。
本发明提出的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，步骤如下：
(1)设计光学载荷的三超控制物理仿真试验系统控制性能指标：光学载荷指向精度εθ、敏捷机动最大角速度ωmax、最大角加速度amax。
(2)星体执行机构CMGs的设计：设定整星试验系统三轴最大惯量为Isat，整星敏捷机动最大角速度为ωmax，CMGs个数为n，则每个CMGs的标称角动量h0应满足：
h0≥Isatωmax/γn
式中，γ为n个CMGs构成的陀螺群角动量系数。
(3)作动器直线电机设计：设定光学载荷三轴最大惯量为Ipc，光学载荷和星体最大相对角加速度为amax。则每个直线电机输出力f0应满足：
式中，max表示最大值函数。Jp为载荷质心雅克比矩阵。
(4)自准直仪选型：根据光学载荷的指向控制精度εθ，进行自准直仪测量精度μθ选型，其测量精度μθ应满足
μθ≤λθεθ
式中，λθ为自准直仪测量精度系数；
(5)位移传感器设计：设定光学载荷和星体之间的最大相对姿态为θpb，则位移传感器的测量范围l0因满足
根据光学载荷的指向控制精度εθ，可知测量精度εl0因满足：
式中，min表示最小值函数。I3×3表示3×3的单位阵。
(6)主动指向超静平台与载荷和星体安装点设计：设计光学载荷安装面半径rp、星体安装面半径rB、光学载荷安装面定位角θp、星体安装面定位角θB和主动指向超静平台高度H；则主动指向超静平台与载荷以及星体安装点计算如下：
p1＝[-rPcos(θP/2),rPsin(θP/2),H]T
p2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),H]T
p3＝[rPsin(30-θP/2),-rPcos(30-θP/2),H]T
p4＝[rPsin(30+θP/2),-rPcos(30+θP/2),H]T
p5＝[rPsin(30+θP/2),rPcos(30+θP/2),H]T
p6＝[rPsin(30-θP/2),rPcos(30-θP/2),H]T
b1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]T
b2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]T
b3＝[rBsin(30-θB/2),-rBcos(30-θB/2),0]T
b4＝[rBsin(30+θB/2),-rBcos(30+θB/2),0]T
b5＝[rBsin(30+θB/2),rBcos(30+θB/2),0]T
b6＝[rBsin(30-θB/2),rBcos(30-θB/2),0]T
光学载荷质心雅克比矩阵Jp以及星体质心雅克比矩阵Jb计算为：
ei为第i个作动器在星体上的安装点到载荷上的安装点的相对位置矢量，其计算公式为：
ei＝pi-bi
其中，i＝1～6。
(7)星体陀螺采用3个陀螺探头正装形式，则星体陀螺安装阵Cgb在星体质心坐标下表示为：
式中，ωb＝[ωbx，ωby，ωbz]T为星体三轴角速度；Gb1、Gb2、Gb3为星体陀螺三个探头测量值。
(8)载荷和星体控制单元设计：光学载荷控制单元主要包括16位A/D转换器、16位D/A转换器、处理器、电源管理模块。16位A/D转换器采集作动器中的传感器信号，并将测量信号传递给处理器，经过运算处理，传递给16位D/A转换器，并输出给作动器中的驱动器，电源管理模块提供16位A/D转换器采集、处理器运算、16位D/A转换器输出所需的电源。星体控制单元采用工控机运行控制程序。工控机上带有多个串口，用于与光学载荷控制单元器通信。
(9)作动器直线电机驱动器设计：作动器直线电机驱动器是用于接收光学载荷控制单元的指令并驱动直线电机实现控制输出。主动指向超静平台作动器中的驱动器相当于一个电压/电流转换环节，通过接收光学载荷控制单元的输出电压，并将电压转换为电流，输出给直线电机。
(10)物理试验系统安装：在星体上安装星体陀螺(陀螺坐标系与星体坐标系平行)以及控制力矩陀螺群。按照光学载荷安装点pi进行主动指向超静平台与光学载荷安装。按照星体安装点bi进行主动指向超静平台/载荷整体与星体安装。在铅垂方向，光学载荷与重力卸载支架通过弹簧安装。通过调节弹簧长度，实现光学载荷零重力卸载。安装两个景物模拟器，两个景物模拟器光轴与光学载荷质心连线的夹角为90°。其中一个景物模拟器的光轴与光学载荷光轴平行，通过平行光管将景物模拟器的图像投影到光学载荷视场内，进行光学载荷成像。
(11)物理试验系统动力学建模：
主动指向超静平台输出力向量可表示为
其中，Fl,Fa,Fk,Fc分别表示作动器的输出力、控制力、弹性力、阻尼力列阵，K,C分别表示刚度矩阵和阻尼矩阵；δl为作动器长度的变化量，为作动器长度的变化量的导数；
将载荷视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plp,Tlp和载荷受到的扰动力/力矩Pdp,Tdp，载荷动力学方程为
其中，mp,Ip分别为3×3维载荷总质量阵和惯量阵，ωp分别3×1维为载荷质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为角速度列阵的反对称阵。
将星体视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plb,Tlb、直接作用在载荷上的控制力/力矩Pc,Tc和直接作用在载荷上的扰动力/力矩Pdb,Tdb，星体动力学方程为
其中，mb,Ib分别为3×3维星体总质量阵和惯量阵，ωb分别3×1维为星体质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为星体角速度列阵的反对称阵。
忽略二阶小量，定义状态变量Xp＝[xp,yp,zp,θxp,θyp,θzp]T Xb＝[xb,yb,zb,θxb,θyb,θzb]T分别为上平台位移与欧拉姿态角，xp、yp、zp分别为载荷位置矢量的三轴分量，θxp、θyp、θzp分别为载荷三轴欧拉姿态角，xb、yb、zb分别为星体位置矢量的三轴分量，θxb、θyb、θzb分别为星体三轴欧拉姿态角；欧拉姿态角满足近似关系/>状态变量为星体位移与欧拉姿态角，并写成状态空间表达式为
y＝Cx
其中，状态变量状态矩阵A,B,C分别表示为
其中，Mp,Mb分别为载荷和星体广义惯量矩阵，Mp＝diag{mp,Ip}，Mb＝diag{mb,Ib}；阻尼阵和刚度阵的转换形式分别表示
输出变量表示为输入变量表示为u＝[udp udb+uc Fa]Tudp,udb分别为作用在载荷和星体上的扰动力/力矩，uc作用在星体上的控制力/力矩列阵，Fa为驱动器的控制力。
针对系统，可根据带宽要求设计PID控制参数，使系统具有较好的响应特性。
(12)建立光学系统数学模型：
定义像移向量δXimage及光学元件、探测器运动向量δXoptics
其中，i代表构成光学系统的光学元件编号，δximage、δyimage分别为x、y方向的像移值，δXi为第i个光学元件的位移向量，其中：i＝1～n
δxi、δyi分别为第i个光学元件的x、y方向的平移位移量，
δθxi、δθyi分别为第i个光学元件的绕x、y轴转动的角度。
一般来说，像移向量δXimage与光学元件的位移向量δXoptics之间存在非线性的函数关系
δXimage＝f(δXoptics)
在相机结构小变形条件下，可以通过多元函数泰勒展开并保留一阶导数项对上式进行线性化，即
δXimage＝So·δXoptics
其中So称为光学灵敏度矩阵，下标“o”代表光学(optics)，其表达式为
视线的低频晃动会造成图像扭曲，而高频抖动则会造成图像模糊。一般来说，这两种形式的图像质量下降同时存在，它们会降低遥感卫星的定位精度与分辨能力，使其无法发挥应有的效能。
图像扭曲与模糊的程度分别对应着不同时间段内扰动引起的像移量。为此，可以定义遥感卫星的光学系统评价指标
其中，ΔT1为相机曝光时间，为毫米级，为ΔT1时间段内的像移量，对应图像模糊程度；ΔT2为相比ΔT1长的时间段，为秒级，/>为ΔT2时间段内的像移量，对应图像扭曲程度；系数c1、c2为二者的权重。
(13)利用动力学模型，以光学系统评价指标Jo为性能指标，使用频域分析方法设计作用在星体上的控制力uc和作动器的控制力Fa中的控制器参数，进行物理试验验证，验证光学载荷的指向精度、稳定度；并通过锁紧/解锁两种状态下，对比光学载荷的成像清晰图，验证主动指向超静平台的控制性能。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1、能够评估航天器扰振对光学相机成像的影响程度
该方法通过物理试验与数学建模相结合的方式，实现了控制全链路扰动传递的定量分析，从而能够对扰振影响成像效果的严重程度进行评估，并能够不断优化控制器设计，验证主动指向超静平台的控制性能。
2、通过图像清晰图像直观评价光学载荷控制性能
本发明通过景物模拟器产生图像信息，平行光管投影到光学载荷视场内。根据光学载荷图像的清晰度能够直观评价光学载荷控制性能。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为全物理仿真试验结构图；
图3为锁紧状态光学载荷成像测试图；
图4为解锁状态光学载荷成像测试图；
图5为光学载荷指向精度测试图。
具体实施方式
本发明提出一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统及验证方法，所设计的方法用于定量分析光学载荷“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制技术。首先设计物理试验系统，由星体(采用三轴气浮台模拟)、主动指向超静平台、重力卸载支架、景物模拟器、平行光管等部分组成；然后依据物理模型建立结构-控制-光学分析模型，并以此进行控制器设计；最后通过实验定量分析三超控制的全链路扰动传递特性，实现扰振对三超平台观测图像质量影响的定量分析评估。
如图2所示，本发明提出的航天器三超控制全链路扰动传递验证系统，包括：星体、主动指向超静平台、光学载荷、重力卸载支架、星体控制单元、载荷控制单元、景物模拟器、锁紧/解锁机构、星体陀螺、位移传感器、自准直仪和控制力矩陀螺；主动指向超静平台中包括多个作动器，每个作动器包括直线电机和驱动器；
使用三轴气浮台模拟星体，三轴气浮台用于支撑主动指向超静平台和光学载荷，主动指向超静平台安装于光学载荷和三轴气浮台之间，重力卸载支架用于卸载光学载荷受到的重力作用，实现对空间环境的模拟；作动器中驱动器用于接收光学载荷控制单元的指令并驱动直线电机实现控制输出，直线电机在驱动器的驱动下，提供主动力，实现对光学载荷的姿态控制；
星体陀螺测量星体角速度，自准直仪测量光学载荷姿态，位移传感器测量光学载荷和星体相对姿态；控制力矩陀螺提供控制力矩；
星体控制单元计算整星姿态稳定控制和敏捷机动控制力矩，载荷控制单元计算光学载荷姿态稳定控制和敏捷机动控制力矩，景物模拟器产生物理图像，并通过平行光管投影到光学载荷视场内，光学载荷进行景物图像重现；锁紧/解锁机构用于控制主动指向超静平台工作与否，解锁时，主动指向超静平台开始工作，进行光学载荷控制；锁紧时，主动指向超静平台不工作，此时光学载荷和三轴气浮台刚性连接。
进一步的，光学载荷控制单元包括16位A/D转换器、16位D/A转换器、处理器以及电源管理模块；16位A/D转换器采集作动器中的传感器信号，并将测量信号传递给处理器，经过运算处理，传递给16位D/A转换器，并输出给作动器中的驱动器，电源管理模块提供16位A/D转换器、处理器、16位D/A转换器所需的电源。
如图1所示，基于上述验证系统，本发明还提出一种航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，给出实施例步骤如下：
(1)设计光学载荷的三超控制物理仿真试验系统控制性能指标：光学载荷指向精度εθ＝0.1″，敏捷机动最大角速度ωmax＝4(°/s)、最大角加速度amax＝1.5(°/s2)。
(2)星体执行机构CMGs的设计，即确定星体执行机构控制力矩陀螺的约束条件。
设定整星三轴最大惯量为Isat，控制力矩陀螺个数为n，则每个控制力矩陀螺的标称角动量h0满足：
h0≥Isatωmax/γn
式中，γ为n个控制力矩陀螺构成的陀螺群角动量系数；
本实施例中，整星试验系统三轴最大惯量为Isat＝500kgm2，整星敏捷机动最大角速度为ωmax＝4(°/s)，CMGs个数为n＝4，CMGs构成的陀螺群角动量系数γ＝1.2则每个CMGs的标称角动量h0应满足：
h0≥Isatωmax/γn≈7.2(Nms)
选择CMG角动量h0＝25Nms。
(3)作动器直线电机设计，即确定作动器直线电机的约束条件。
作动器直线电机的约束条件为：
设定光学载荷三轴最大惯量为Ipc，则每个直线电机输出力f0应满足：
式中，max表示最大值函数，Jp为载荷质心雅克比矩阵；
本实施例中，设定光学载荷三轴最大惯量为Ipc＝0.1kgm2，光学载荷和星体平台最大相对角加速度为amax＝1.5(°/s2)。则每个直线电机输出力f0应满足：f0>10N。
(4)自准直仪选型。
进行自准直仪选型，具体为：
根据光学载荷的指向控制精度εθ，进行自准直仪测量精度μθ选型，其测量精度μθ满足
μθ≤λθεθ
式中，λθ为自准直仪测量精度系数。
本实施例中，根据光学载荷的指向控制精度εθ＝0.1″，λθ＝0.1，选择载荷自准直仪测量精度μθ<0.01″。
(5)位移传感器设计，即确定位移传感器的约束条件。
位移传感器的约束条件具体为：
设定光学载荷和星体之间的最大相对姿态为θpb，则位移传感器的测量范围l0满足
Jp为载荷质心雅克比矩阵；
根据光学载荷的指向控制精度εθ，可知测量精度εl0满足：
式中，min表示最小值函数，I3×3表示3×3的单位阵。
本实施例中，设定载荷和星体平台之间的最大相对姿态为θpb＝0.3°，则位移传感器的测量范围l0因满足l0>2mm。选择位移传感器测量量程为3mm。根据光学载荷的指向控制精度εθ＝0.1″，可知测量精度εl0因满足εl0<1μm。
(6)确定主动指向超静平台与载荷和星体安装点。
设计光学载荷安装面半径rp、星体安装面半径rB、光学载荷安装面定位角θp、星体安装面定位角θB和主动指向超静平台高度H；则主动指向超静平台与载荷以及星体安装点计算如下：
p1＝[-rPcos(θP/2),rPsin(θP/2),H]T
p2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),H]T
p3＝[rPsin(30-θP/2),-rPcos(30-θP/2),H]T
p4＝[rPsin(30+θP/2),-rPcos(30+θP/2),H]T
p5＝[rPsin(30+θP/2),rPcos(30+θP/2),H]T
p6＝[rPsin(30-θP/2),rPcos(30-θP/2),H]T
b1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]T
b2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]T
b3＝[rBsin(30-θB/2),-rBcos(30-θB/2),0]T
b4＝[rBsin(30+θB/2),-rBcos(30+θB/2),0]T
b5＝[rBsin(30+θB/2),rBcos(30+θB/2),0]T
b6＝[rBsin(30-θB/2),rBcos(30-θB/2),0]T
光学载荷质心雅克比矩阵Jp以及星体质心雅克比矩阵Jb计算为：
其中，ei为第i个作动器在星体上的安装点到载荷上的安装点的相对位置矢量，其计算公式为：
ei＝pi-bi
其中，i＝1～6。
本实施例中，设计光学载荷安装面半径rp＝220mm、星体安装面半径rB＝230mm、载荷安装面定位角θp＝44(°)、星体安装面定位角θB＝22(°)和主动指向超静平台高度H＝31mm。通过上述公式可计算出载荷安装点pi和星体安装点bi以及载荷雅克比矩阵Jp和星体雅克比矩阵Jb。
(7)确定星体陀螺安装方式和位置，星体陀螺采用3个陀螺探头正装形式，则星体陀螺安装阵Cgb在星体质心坐标下表示为：
式中，ωb＝[ωbx，ωby，ωbz]T为星体三轴角速度；Gb1、Gb2、Gb3为星体陀螺三个探头测量值。
本实施例中，设计星体陀螺安装阵Cgb在星体质心坐标下表示为：
(8)载荷和星体控制单元设计：光学载荷控制单元主要包括16位A/D转换器、16位D/A转换器、处理器、电源管理模块。星体控制单元采用工控机运行控制程序。工控机上带有多个串口，用于与光学载荷控制单元通信。
(9)作动器直线电机驱动器设计：作动器直线电机驱动器是用于接收光学载荷控制单元的指令并驱动直线电机实现控制输出。主动指向超静平台作动器中的驱动器相当于一个电压/电流转换环节，通过接收光学载荷控制单元输出电压，并将电压转换为电流，输出给直线电机。
(10)按照如图2所示，进行光学载荷的三超控制物理仿真试验系统安装：在星体上安装星体陀螺(陀螺坐标系与星体坐标系平行)以及控制力矩陀螺群。按照光学载荷安装点pi进行主动指向超静平台与光学载荷安装。按照星体安装点bi进行主动指向超静平台/载荷整体与星体安装。在铅垂方向，光学载荷与重力卸载支架通过弹簧安装。通过调节弹簧长度，实现光学载荷零重力卸载。安装两个景物模拟器，两个景物模拟器光轴与光学载荷质心连线的夹角为90°。其中一个景物模拟器的光轴与光学载荷光轴平行，通过平行光管将景物模拟器的图像投影到光学载荷视场内，进行光学载荷成像。
(11)进行物理验证系统动力学建模。
进行物理验证系统动力学建模，具体为：
主动指向超静平台输出力向量表示为
其中，Fl,Fa,Fk,Fc分别表示输出力、控制力、弹性力、阻尼力列阵，K,C分别表示刚度矩阵和阻尼矩阵；δl为作动器长度的变化量，为作动器长度的变化量的导数；
将载荷视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plp,Tlp和载荷受到的扰动力/力矩Pdp,Tdp，载荷动力学方程为
其中，mp,Ip分别为3×3维载荷总质量阵和惯量阵，ωp分别3×1维为载荷质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为角速度列阵的反对称阵；
将星体视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plb,Tlb、直接作用在载荷上的控制力/力矩Pc,Tc和直接作用在载荷上的扰动力/力矩Pdb,Tdb，星体动力学方程为
其中，mb,Ib分别为3×3维星体总质量阵和惯量阵，ωb分别3×1维为星体质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为星体角速度列阵的反对称阵；
定义状态变量Xp＝[xp,yp,zp,θxp,θyp,θzp]T、Xb＝[xb,yb,zb,θxb,θyb,θzb]T分别为载荷与星体的位移与欧拉姿态角，xp、yp、zp分别为载荷位置矢量的三轴分量，θxp、θyp、θzp分别为载荷三轴欧拉姿态角，xb、yb、zb分别为星体位置矢量的三轴分量，θxb、θyb、θzb分别为星体三轴欧拉姿态角。
欧拉姿态角满足近似关系状态变量为星体位移与欧拉姿态角，并写成状态空间表达式为
y＝Cx
其中，状态变量状态矩阵A,B,C分别表示为
其中，Mp,Mb分别为载荷和星体广义惯量矩阵，Mp＝diag{mp,Ip}，Mb＝diag{mb,Ib}；阻尼阵和刚度阵的转换形式分别表示
输出变量表示为输入变量表示为u＝[udp udb+uc Fa]Tudp,udb分别为作用在载荷和星体上的扰动力/力矩，uc为作用在星体上的控制力/力矩列阵，Fa为作动器的控制力。
(12)建立光学系统数学模型；
具体为：
定义像移向量δXimage以及光学元件位移向量δXoptics，有：
其中，i代表构成光学系统的光学元件编号，δximage、δyimage分别为x、y方向的像移值，δXi为第i个光学元件的位移向量，其中：i＝1～n
δxi、δyi分别为第i个光学元件的x、y方向的平移位移量，
δθxi、δθyi分别为第i个光学元件的绕x、y轴转动的角度；
像移向量δXimage与光学元件位移向量δXoptics之间存在非线性的函数关系
δXimage＝f(δXoptics)
通过多元函数泰勒展开并保留一阶导数项对上式进行线性化，即
δXimage＝So·δXoptics
其中So为光学灵敏度矩阵，其表达式为
定义遥感卫星的光学系统评价指标
其中，ΔT1为相机曝光时间，为毫米级，为ΔT1时间段内的像移量，对应图像模糊程度；ΔT2为相比ΔT1长的时间段，为秒级，/>为ΔT2时间段内的像移量，对应图像扭曲程度；系数c1、c2为二者的权重。
(13)利用步骤(9)的动力学模型，以步骤(10)的光学系统评价指标Jo为性能指标，使用已知的频域分析方法设计作用在星体上的控制力uc和作动器的控制力Fa中的控制器参数，进行物理试验验证，验证光学载荷的指向精度、稳定度；并通过锁紧/解锁两种状态下，对比光学载荷的成像清晰图，验证主动指向超静平台的控制性能。
本实施例中，建立物理试验系统动力学模型和光学系统评价体系，并以此设计控制器，通过控制物理仿真系统进行试验，用于评估分析得到的航天器扰振响应对载荷成像造成的影响，考核光学载荷三超控制性能指标。图3给出了主动指向超静平台锁紧状态时光学载荷成像测试图。在锁紧状态主动指向超静平台不工作，载荷和星体刚性连接。由于无法抑制星体的微振动，光学载荷成像质量严重下降，光学载荷的图像模糊且产生扭曲现象。图4给出了主动指向超静平台解锁状态时光学载荷成像测试图。在解锁状态主动指向超静平台工作，载荷和星体柔性连接。经过主动指向超静平台对星体微振动隔离抑制，极大地提升了载荷成像质量。对比图3和图4可知，光学载荷的三超控制物理仿真试验充分验证了主动指向超静平台的高频抖动超静控制效果。图5给出了光学载荷的指向控制精度，试验结果表明：通过主动指向超静平台控制能够实现光学载荷指向精度优于0.1″。
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。
Claims (6)
1.一种航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于步骤如下：
(1)设计光学载荷的三超控制物理仿真验证系统控制性能指标：光学载荷指向精度εθ、敏捷机动最大角速度ωmax、光学载荷和星体最大相对角加速度amax；
(2)确定星体执行机构控制力矩陀螺的约束条件；
(3)确定作动器直线电机的约束条件；
(4)进行自准直仪选型；
(5)确定位移传感器的约束条件；
(6)确定主动指向超静平台与载荷和星体安装点；
(7)确定星体陀螺安装方式和位置；
(8)进行物理验证系统安装；
(9)进行物理验证系统动力学建模；
进行物理验证系统动力学建模，具体为：
主动指向超静平台输出力向量表示为
其中，Fl,Fa,Fk,Fc分别表示作动器的输出力、控制力、弹性力、阻尼力列阵，K,C分别表示刚度矩阵和阻尼矩阵；δl为作动器长度的变化量，为作动器长度的变化量的导数；
将载荷视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plp,Tlp和载荷受到的扰动力/力矩Pdp,Tdp，载荷动力学方程为
其中，mp,Ip分别为3×3维载荷总质量阵和惯量阵，分别3×1维为载荷质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为角速度列阵的反对称阵；
将星体视为刚体，其受到的外力/力矩包括作动器的作用力/力矩Plb,Tlb、直接作用在载荷上的控制力/力矩Pc,Tc和直接作用在载荷上的扰动力/力矩Pdb,Tdb，星体动力学方程为
其中，mb,Ib分别为3×3维星体总质量阵和惯量阵，分别3×1维为星体质心线加速度列阵和角速度列阵，/>为星体角速度列阵的反对称阵；
定义状态变量Xp＝[xp,yp,zp,θxp,θyp,θzp]T、Xb＝[xb,yb,zb,θxb,θyb,θzb]T分别为载荷与星体的位移与欧拉姿态角，xp、yp、zp分别为载荷位置矢量的三轴分量，θxp、θyp、θzp分别为载荷三轴欧拉姿态角，xb、yb、zb分别为星体位置矢量的三轴分量，θxb、θyb、θzb分别为星体三轴欧拉姿态角；
欧拉姿态角满足近似关系状态变量为星体位移与欧拉姿态角，并写成状态空间表达式为
y＝Cx
其中，状态变量状态矩阵A,B,C分别表示为
其中，Mp,Mb分别为载荷和星体广义惯量矩阵，Mp＝diag{mp,Ip}，Mb＝diag{mb,Ib}；阻尼阵和刚度阵的转换形式分别表示
输出变量表示为输入变量表示为u＝[udp udb+uc Fa]T
udp,udb分别为作用在载荷和星体上的扰动力/力矩，uc为作用在星体上的控制力/力矩列阵，Fa为作动器的控制力；
(10)建立光学系统数学模型，具体为：
定义像移向量δXimage以及光学元件位移向量δXoptics，有：
其中，i代表构成光学系统的光学元件编号，δximage、δyimage分别为x、y方向的像移值，δXi为第i个光学元件的位移向量，其中：i＝1～n
δxi、δyi分别为第i个光学元件的x、y方向的平移位移量，
δθxi、δθyi分别为第i个光学元件的绕x、y轴转动的角度；
像移向量δXimage与光学元件位移向量δXoptics之间存在非线性的函数关系
δXimage＝f(δXoptics)
通过多元函数泰勒展开并保留一阶导数项对上式进行线性化，即
δXimage＝So·δXoptics
其中So为光学灵敏度矩阵，其表达式为
定义遥感卫星的光学系统评价指标
其中，ΔT1为相机曝光时间，为毫米级，为ΔT1时间段内的像移量，对应图像模糊程度；ΔT2为相比ΔT1长的时间段，为秒级，/>为ΔT2时间段内的像移量，对应图像扭曲程度；系数c1、c2为二者的权重；
(11)利用步骤(9)的动力学模型，以步骤(10)的光学系统评价指标Jo为性能指标，使用频域分析方法设计作用在星体上的控制力uc和作动器的控制力Fa中的控制器参数，进行物理试验验证，验证光学载荷的指向精度、稳定度；并通过锁紧/解锁两种状态下，对比光学载荷的成像清晰图，验证主动指向超静平台的控制性能。
2.根据权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于：星体执行机构控制力矩陀螺的约束条件为：设定整星三轴最大惯量为Isat，控制力矩陀螺个数为n，则每个控制力矩陀螺的标称角动量h0满足：
h0≥Isatωmax/γn
式中，γ为n个控制力矩陀螺构成的陀螺群角动量系数；
作动器直线电机的约束条件为：
设定光学载荷三轴最大惯量为Ipc，则每个直线电机输出力f0应满足：
式中，max表示最大值函数，Jp为载荷质心雅克比矩阵；
进行自准直仪选型，具体为：
根据光学载荷的指向控制精度εθ，进行自准直仪测量精度μθ选型，其测量精度μθ满足
μθ≤λθεθ
式中，λθ为自准直仪测量精度系数。
3.根据权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于：位移传感器的约束条件具体为：
设定光学载荷和星体之间的最大相对姿态为θpb，则位移传感器的测量范围l0满足
Jp为载荷质心雅克比矩阵；
根据光学载荷的指向控制精度εθ，可知测量精度εl0满足：
式中，min表示最小值函数，I3×3表示3×3的单位阵。
4.根据权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于：确定主动指向超静平台与载荷和星体安装点，具体为：
设计光学载荷安装面半径rp、星体安装面半径rB、光学载荷安装面定位角θp、星体安装面定位角θB和主动指向超静平台高度H；则主动指向超静平台与载荷以及星体安装点计算如下：
p1＝[-rPcos(θP/2),rPsin(θP/2),H]T
p2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),H]T
p3＝[rPsin(30-θP/2),-rPcos(30-θP/2),H]T
p4＝[rPsin(30+θP/2),-rPcos(30+θP/2),H]T
p5＝[rPsin(30+θP/2),rPcos(30+θP/2),H]T
p6＝[rPsin(30-θP/2),rPcos(30-θP/2),H]T
b1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]T
b2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]T
b3＝[rBsin(30-θB/2),-rBcos(30-θB/2),0]T
b4＝[rBsin(30+θB/2),-rBcos(30+θB/2),0]T
b5＝[rBsin(30+θB/2),rBcos(30+θB/2),0]T
b6＝[rBsin(30-θB/2),rBcos(30-θB/2),0]T
光学载荷质心雅克比矩阵Jp以及星体质心雅克比矩阵Jb计算为：
其中，ei为第i个作动器在星体上的安装点到载荷上的安装点的相对位置矢量，其计算公式为：
ei＝pi-bi
其中，i＝1～6。
5.根据权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于：星体陀螺安装方式和位置，具体为：
星体陀螺采用3个陀螺探头正装形式，则星体陀螺安装阵Cgb在星体质心坐标下表示为：
式中，ωb＝[ωbx，ωby，ωbz]T为星体三轴角速度；Gb1、Gb2、Gb3为星体陀螺三个探头测量值。
6.根据权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证方法，其特征在于：物理验证系统安装，具体为：
在三轴气浮台上安装星体陀螺以及控制力矩陀螺群，陀螺坐标系与星体坐标系平行；
按照光学载荷安装点pi进行主动指向超静平台与光学载荷安装；
按照星体安装点bi进行主动指向超静平台/载荷整体与星体安装；
在铅垂方向，光学载荷与重力卸载支架通过弹簧安装，通过调节弹簧长度，实现光学载荷零重力卸载；
安装两个景物模拟器，两个景物模拟器光轴与光学载荷质心连线的夹角为90°；其中一个景物模拟器的光轴与光学载荷光轴平行，通过平行光管将景物模拟器的图像投影到光学载荷视场内，进行光学载荷成像。
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