CN111783271B - 一种航天器三超控制系统非线性校正方法 - Google Patents

一种航天器三超控制系统非线性校正方法 Download PDF

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Abstract

一种航天器三超控制非线性校正方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度确定需求的领域。具体包括(1)进行航天器三超控制系统中主动指向超静平台的无构型误差情况下的构型计算；(2)对构型误差进行分类和分解，确定各构型误差因素的影响域；(3)初步确定各类构型误差的允许范围；(4)计算作动器在轨再平衡量；(5)再次确定各类构型误差的允许范围；(6)对主动指向超静平台的构型误差引起的定姿误差进行校正，实现航天器的三超控制。本发明通过对等驱动构型、过驱动构型下超静平台简化构型的运动分析，对构型误差的影响情况进行了分析，为卫星平台定姿效果分析提供参考。

Description

一种航天器三超控制系统非线性校正方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种实现航天器的载荷超高精度、超高稳定度、超高敏捷度三超性能控制方法。
背景技术
目前，航天器普遍采用飞轮、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。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。这无法满足天文观测、极高分辨率对地观测等这类具有光学载荷高性能控制要求的航天任务需求。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。在星体与载荷之间安装具有指向控制能力的主动指向超静平台，通过星体上的控制力矩陀螺(CMG)实现星体姿态控制，通过主动指向超静平台实现载荷姿态控制。目前的主动指向超静平台设计研制过程中存在以下不足：
传统的主动指向超静平台设计过程中只考虑了理想情况下的超静平台特性，在对超静平台进行建模分析的过程中往往认为超静平台的各作动器安装点均在理想位置，没有充分考虑由于安装误差、柔性变形、热变形等因素导致的超静平台构型误差，以及构型误差对定姿的影响。因此有必要开发一种航天器三超控制非线性校正方法，能够有效消除构型误差对定姿的影响，提高设计的准确度，实现载荷的三超性能控制。
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非线性校正方法，能够实现对超静平台构型误差的影响特性进行精确分析，能够对超静平台构型误差对航天器系统控制性能影响的情况进行分析并校正，提高超静平台设计的准确度，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。
本发明的技术解决方案是：
一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)进行航天器三超控制系统中主动指向超静平台的无构型误差情况下的构型计算；
航天器三超控制系统包括星体控制回路和载荷控制回路，其中载荷控制回路包含载荷、主动指向超静平台、测微敏感器和星敏感器，载荷为光学系统，用于对天体成像；主动指向超静平台安装在星体与载荷之间，由多个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分，位移传感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼被动环节用于实现对星体高频振动的隔离；直线电机作为主动环节提供主动力，实现对载荷的姿态控制；载荷控制回路的定姿环节包括：测微敏感器测量载荷的角速度，星敏感器测量载荷的姿态；
星体控制回路包括星体、星体陀螺、位移传感器以及星体执行结构；星体执行结构用于提供星体控制力矩；星体控制回路的定姿环节包括：星体陀螺测量星体的角速度，位移传感器测量直线电机的平动位移，通过解算得到星体与载荷的相对姿态；星体的姿态由载荷的姿态与相对姿态计算得到。
由于主动指向超静平台构型误差的存在，使得相对姿态的解算存在误差，进而使得星体的姿态计算出现误差。本方法的目的是：对星体定姿误差进行校正，从而实现航天器三超控制。
载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级；主动指向超静平台为六杆或八杆构型，其中六杆指的是六个作动器并联安装，八杆指的是八个作动器并联安装。
进一步的，进行无构型误差情况下的构型计算具体包括：
(1.1)主动指向超静平台与载荷安装点计算如下：
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
主动指向超静平台与星体安装点计算如下：
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
其中，载荷安装面半径为rp、星体安装面半径为rB、载荷安装面定位角为θp、星体安装面定位角为θB、主动指向超静平台高度为H；
(1.2)载荷雅克比矩阵Jp以及星体雅克比矩阵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。
(2)对构型误差进行分类和分解，确定各构型误差因素的影响域；
构型误差因素包括：三超作动器安装误差、发射段锁紧装置安装误差、发射段锁紧装置阶段变形误差、发射段安装面永久变形误差、安装面在轨热变形误差；
三超作动器安装误差产生于航天器总装安装阶段，该误差包含90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差和平面度误差，三超作动器安装误差只影响发射段保护和作动器有效行程，不影响星体定姿精度；
发射段锁紧装置安装误差产生于航天器总装安装阶段，该误差包含90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差和平面度误差；发射段锁紧装置安装误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度；
发射段锁紧装置阶段变形误差产生于航天器发射阶段，该误差包括低频变形误差和基频变形误差；发射段锁紧装置阶段变形误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度；
发射段安装面永久变形误差产生于航天器发射阶段，该误差包含90度均布误差、半径误差和平面度误差，发射段安装面永久变形误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响；
安装面在轨热变形误差产生于航天器在轨阶段，该误差包含90度均布误差、半径误差和平面度误差，安装面在轨热变形误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响。
影响发射段保护指的是：该种误差使得作动器在发射段产生位移，若位移大小超过作动器的最大行程，将减少作动器的使用寿命。
进一步的，
90度均布误差定义为：作动器在星体或载荷上的安装点不均匀产生的误差；
垂直扭转误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装点发生相对扭转产生的误差；
半径误差定义为：作动器安装点到安装平面中心的距离与理想距离不一致产生的误差；
平面度误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装平面不平行产生的误差；
低频变形误差定义为：频率低于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移；
基频变形误差定义为：频率等于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移。
(3)初步确定各类构型误差的允许范围；
具体为：
(3.1)计算各类构型误差对作动器行程的影响量的理论值：
90度均布度误差a对作动器行程的影响量为：
其中，Jp为载荷雅克比矩阵；
垂直半径扭转误差b对作动器行程的影响量为：
其中，L为作动器在星体和载荷上的安装点之间的距离，A为作动器在载荷上的安装点到作动器在载荷上的安装面中心的距离；
半径误差c对作动器行程的影响量为：
其中，H为上下平面铰点高度；
平面度d对作动器行程的影响量为：
发射段低频变形e对作动器行程的影响量为：
发射段基频变形f对作动器行程的影响量为：
其中，k为发射段基频放大倍数；
(3.2)当作动器行程的影响量理论值满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当作动器行程的影响量理论值不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3.1)。
(4)计算作动器在轨再平衡量；
具体为：
(4.1)根据各类构型误差的定义，计算出各作动器实际的铰点相对平衡位置位移xi；
(4.2)根据牛顿定律和各作动器间的几何关系，列出如下方程：
铰点位移刚度方程：
fi＝kixi,K＝diag{k1 … kn},x＝[x1 … xn]T
其中，fi、ki、xi分别为第i个作动器对载荷作用力、合成刚度、铰点相对平衡位置位移；
几何约束方程：
xi＝NiX+di,N＝[N1 … Nn]T,d＝[d1 … dn]T
其中，Ni为载荷相对位姿变化X与第i个作动器xi的传递矩阵，di为构型误差在第i个作动器铰点上的分解量，为设计输入条件；
受力平衡方程：
其中，Ti为第i个作动器对载荷作用力到质心广义力的传递矩阵；
(4.3)联立步骤(4.2)中三个方程，求解出作动器长度的表达式为：
x＝(I-N(TKN)-1TK)d
在轨再平衡后第i个作动器的位移量为
δli＝|xi+x0|-|x0|；
其中，x0为无构型误差情况下作动器的位移量。
(5)再次确定各类构型误差的允许范围；
具体为：
(5.1)当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3)和步骤(4)，直到步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求，之后进入步骤(5.2)；
(5.2)根据最终步骤(4.3)中计算的作动器的位移量计算存在误差构型误差情况下的载荷雅克比矩阵。
(6)对主动指向超静平台的构型误差引起的定姿误差进行校正，实现航天器的三超控制。具体为：
计算在轨再平衡后星体定姿误差为：
Δθ＝Jpδli
在获得Δθ后，星体星体的姿态校正为：
其中，θ为无构型误差时的星体姿态估计值，为校正后的星体姿态估计值。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1、充分考虑了构型误差对超静平台定姿的影响。
以往的超静平台设计中往往只考虑了超静平台理想情况下的结构特性，没有考虑实际情况下由于安装误差、柔性变形、热变形等因素导致的超静平台构型误差，以及构型误差对定姿的影响。本方法通过对等驱动构型、过驱动构型下超静平台简化构型的运动分析，对构型误差的影响情况进行了分析，为卫星平台定姿效果分析提供参考。
2、给出误差因素指标分解方法，提高设计准确度。
分析了各类构型误差的影响特性，给出了各类构型误差对作动器行程和作动器位移量的影响，并给出了对构型误差的校正方法，能够有效消除构型误差对定姿的影响，从而实现航天器载荷的三超控制。
附图说明
图1为本发明方法的示意图；
图2为构型误差影响域示意图；
图3为等驱动构型下构型误差示意图；
图4为等驱动构型下平衡状态示意图；
图5为过驱动构型下构型误差示意图；
图6为过驱动构型下平衡状态示意图；
图7为未使用非线性校正方法时的三轴星体定姿误差情况示意图；
图8为使用非线性校正方法后的三轴星体定姿误差情况示意图。
具体实施方式
本发明涉及一种航天器三超控制非线性校正方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度确定需求的领域。对于此类具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台，通常的解决方案是在航天器星体与载荷之间安装具有指向功能的超静平台，通过超静平台实现对载荷的三超性能控制。超静平台在轨运行中可能会出现安装误差和热变形等构型误差，导致作动器铰点位置与理想位置产生偏差，进而导致控制性能下降。
本发明针对这一问题提出了一种航天器三超控制非线性校正方法，充分考虑实际情况下由于安装误差、柔性变形、热变形等因素导致的超静平台构型误差，以及构型误差对控制性能的影响，通过对等驱动构型、过驱动构型下超静平台简化构型的运动分析，在此基础上分析了各类构型误差的影响特性，给出了各类构型误差对作动器行程和作动器位移量的影响，最后给出了对构型误差的校正方法，通过在定姿中应用本发明提出的校正方法，能够有效消除构型误差对定姿的影响，从而实现航天器载荷的三超控制。
航天器三超控制系统包括星体控制回路和载荷控制回路，其中载荷控制回路包含载荷、主动指向超静平台、测微敏感器和星敏感器，载荷为光学系统，用于对天体成像；主动指向超静平台安装在星体与载荷之间，由多个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分，位移传感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼被动环节用于实现对星体高频振动的隔离；直线电机作为主动环节提供主动力，实现对载荷的姿态控制；载荷控制回路的定姿环节包括：测微敏感器测量载荷的角速度，星敏感器测量载荷的姿态；
星体控制回路包括星体、星体陀螺、位移传感器以及星体执行结构；星体执行结构用于提供星体控制力矩；星体控制回路的定姿环节包括：星体陀螺测量星体的角速度，位移传感器测量直线电机的平动位移，通过解算得到星体与载荷的相对姿态；星体的姿态由载荷的姿态与相对姿态计算得到。
由于主动指向超静平台构型误差的存在，使得相对姿态的解算存在误差，进而使得星体的姿态计算出现误差。本方法的目的是：对星体定姿误差进行校正，从而实现航天器三超控制。
载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级；主动指向超静平台为六杆或八杆构型，其中六杆指的是六个作动器并联安装，八杆指的是八个作动器并联安装。多自由度分析情况较为复杂，以下以平面2自由度构型为例进行分析。
对于等驱动构型下系统的构型误差，可将构型系统误差等效为作动器铰点位置相对于理论标称位置的改变，假设其中一根杆产生了构型系统误差，如图3所示。实际情况下，由于主动指向超静平台整星安装后，上星体之间由主动段锁紧装置约束，因此该构型系统误差在主动段解锁装置解锁前，并不会导致上星体之间的相对变化，也不会对其他作动杆产生影响，只会对发生构型系统误差的杆产生影响，主要体现在膜簧零位的变化。图4中所示构型系统误差引起作动杆的压缩，即dL<0。
在轨锁紧装置解锁后，在不考虑旋转副扭转刚度的情况下，膜簧将在回复力的作用下回到零位，此时各个作动杆恢复到原长状态，即dL＝0。该变化过程如图4所示。此时，受构型系统误差的影响，上星体之间将会产生相对姿态的偏差。
若考虑旋转副的扭转刚度，作动杆将在膜簧回复力和旋转副扭转刚度的共同作用下达到平衡状态，此时上星体之间依然存在相对姿态偏差，且dL≠0。实际上，在考虑旋转副扭转力的情况下，该系统应当视为过驱动系统，旋转副扭转力即为过驱动力，但实际由于膜簧和柔性铰的针对性设计，该扭转力在微小变形下通常可以忽略不计。
对于过驱动构型下的构型误差情况，将构型系统误差等效为作动器铰点位置相对于理论标称位置的改变，不是一般性假设其中一根杆产生了构型系统误差，如图5所示。在轨锁紧装置解锁后，在不考虑旋转副扭转刚度和过驱动杆刚度的情况下，膜簧将在回复力的作用下回到零位，此时除过驱动杆外其余恢复到原长状态，即dL＝0。由于过驱动回复力的存在，在过驱动回复力的作用下，各杆最终到达平衡状态，如图6所示。
本发明采用图1所示结构图完成一种航天器三超控制非线性校正方法，具体方法如下：
(1)进行航天器三超控制系统中主动指向超静平台的无构型误差情况下的构型计算。
(1.1)主动指向超静平台与载荷安装点计算如下：
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
主动指向超静平台与星体安装点计算如下：
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
其中，载荷安装面半径为rp、星体安装面半径为rB、载荷安装面定位角为θp、星体安装面定位角为θB、主动指向超静平台高度为H；
(1.2)载荷雅克比矩阵Jp以及星体雅克比矩阵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。
(2)对构型误差进行分类和分解，确定各因素的影响域；
根据步骤(1)对构型误差的分析，进一步对三超构型误差进行分类和分解，并确定各因素的影响域。构型误差因素包括：三超作动器安装误差、发射段锁紧装置安装误差、发射段锁紧装置阶段变形误差、发射段安装面永久变形误差、安装面在轨热变形误差。如图2所示。
①三超作动器安装误差产生于三超平台总装安装阶段，该误差包含面内安装误差(90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差)和平面度误差，如图2所示。该误差可以进行标校，因此只影响发射段保护和作动器有效行程，不影响星体定姿精度。影响发射段保护指的是：该种误差使得作动器在发射段产生位移，若位移大小超过作动器的最大行程，将减少作动器的使用寿命。
②发射段锁紧装置安装误差产生于三超平台总装安装阶段，该误差包含面内安装误差(90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差)和平面度误差。该误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度。
③发射段锁紧装置阶段变形误差产生于三超平台发射阶段，该误差包括低频变形和基频变形误差。该误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度。
④发射段安装面永久变形误差产生于三超平台发射阶段，该误差包含面内安装误差(90度均布误差、半径误差)和平面度误差。该误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响。
⑤安装面在轨热变形误差产生于三超平台在轨阶段，该误差包含面内安装误差(90度均布误差、半径误差)和平面度误差。该误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响。
90度均布误差定义为：作动器在星体或载荷上的安装点不均匀产生的误差；
垂直扭转误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装点发生相对扭转产生的误差；
半径误差定义为：作动器安装点到安装平面中心的距离与理想距离不一致产生的误差；
平面度误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装平面不平行产生的误差；
低频变形误差定义为：频率低于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移；
基频变形误差定义为：频率等于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移。
(3)初步确定各类构型误差的允许范围，
(3.1)计算各类构型误差对作动器行程的影响量；
根据步骤(2)中误差分解类型，计算各类构型误差对作动器行程的影响量：
90度均布度误差a(゜)对行程影响计算：
其中，Jp为载荷雅克比矩阵。
垂直半径扭转误差b(゜)对行程影响计算：
其中，L为作动器在星体和载荷上的安装点之间的距离，A为作动器在载荷上的安装点到作动器在载荷上的安装面中心的距离。
半径误差c(mm)对行程影响计算：
其中，H为上下平面铰点高度。
平面度d(mm)对行程影响计算：
发射段低频变形e(mm)对行程影响计算：
发射段基频变形f(mm)对行程影响计算：
其中，k为发射段基频放大倍数。
(3.2)当作动器行程的影响量理论值满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当作动器行程的影响量理论值不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3.1)。
(4)计算作动器在轨再平衡量
结合以上分析和计算，锁紧状态下构型误差在作动器位移量上的分解，在轨锁紧装置释放后存在再平衡过程，各作动器位移量趋于平衡，即σl→0。然而、等驱动构型下存在铰点刚度约束、过驱动构型存在铰点刚度约束和冗余作动器刚度约束，作动器仍然无法回到机械零位。计算作动器在轨再平衡量：
(4.1)根据各类构型误差的定义，计算出各作动器实际的铰点相对平衡位置位移xi；
(4.2)根据牛顿定律和各作动器间的几何关系，列出如下方程：
铰点位移刚度方程：
fi＝kixi,K＝diag{k1 … kn},x＝[x1 … xn]T
其中，fi、ki、xi分别为第i个作动器对载荷作用力、合成刚度、铰点相对平衡位置位移；
几何约束方程：
xi＝NiX+di,N＝[N1 … Nn]T,d＝[d1 … dn]T
其中，Ni为载荷相对位姿变化X与第i个作动器xi的传递矩阵，di为构型误差在第i个作动器铰点上的分解量，为设计输入条件；
受力平衡方程：
其中，Ti为第i个作动器对载荷作用力到质心广义力的传递矩阵；
(4.3)联立步骤(4.2)中三个方程，求解出作动器长度的表达式为：
x＝(I-N(TKN)-1TK)d
在轨再平衡后第i个作动器的位移量为
δli＝|xi+x0|-|x0|；
其中，x0为无构型误差情况下作动器的位移量。
(5)再次确定各类构型误差的允许范围，具体为：
(5.1)当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3)和步骤(4)，直到步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求，之后进入步骤(5.2)；
(5.2)根据最终步骤(4.3)中计算的作动器的位移量计算存在误差构型误差情况下的载荷雅克比矩阵。
(6)对构型误差引起的定姿误差进行校正，具体为：
计算在轨再平衡后星体定姿误差为：
Δθ＝Jpδli
在获得Δθ后，星体星体的姿态校正为：
其中，θ为无构型误差时的星体姿态估计值，为校正后的星体姿态估计值。
实施例：仿真对比定姿误差校正结果校核
取载荷安装面半径为：rp＝0.6249m、星体安装面半径rB＝0.6527、载荷安装面定位角θp＝10.09°、星体安装面定位角θB＝35.01°、主动指向超静平台高度H＝0.1414m，作动器#6存在90度均布度误差a＝10°，通过本发明提出的方法对星体定姿误差进行校正。图7为未使用本发明提出的非线性校正方法时的三轴星体定姿误差情况，图中从上到下依次为XYZ三轴，图8为使用本发明提出的非线性校正方法后的三轴星体定姿误差情况，图中从上到下依次为XYZ三轴。从仿真结果中可以看出，未使用本发明提出的非线性校正方法时，由于主动指向超静平台存在构型误差，星体定姿环节存在10-3°量级的误差；使用本发明提出的非线性校正方法后，星体定姿环节的误差减小为10-4°量级，定姿精度提高了1个数量级。
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 (8)

1.一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)进行航天器三超控制系统中主动指向超静平台的无构型误差情况下的构型计算；
航天器三超控制系统包括星体控制回路和载荷控制回路，其中载荷控制回路包含载荷、主动指向超静平台、测微敏感器和星敏感器，载荷为光学系统，用于对天体成像；主动指向超静平台安装在星体与载荷之间，由多个作动器并联安装构成，每个作动器包含并行安装的弹簧-阻尼被动环节、直线电机以及位移传感器三部分，位移传感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼被动环节用于实现对星体高频振动的隔离；直线电机作为主动环节提供主动力，实现对载荷的姿态控制；载荷控制回路的定姿环节包括：测微敏感器测量载荷的角速度，星敏感器测量载荷的姿态；
星体控制回路包括星体、星体陀螺、位移传感器以及星体执行结构；星体执行结构用于提供星体控制力矩；星体控制回路的定姿环节包括：星体陀螺测量星体的角速度，位移传感器测量直线电机的平动位移，通过解算得到星体与载荷的相对姿态；星体的姿态由载荷的姿态与相对姿态计算得到；
(2)对构型误差进行分类和分解，确定各构型误差因素的影响域；
(3)初步确定各类构型误差的允许范围；
(4)计算作动器在轨再平衡量；
(5)再次确定各类构型误差的允许范围；
(6)对主动指向超静平台的构型误差引起的定姿误差进行校正，实现航天器的三超控制。
2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：所述步骤(1)进行无构型误差情况下的构型计算具体包括：
(1.1)主动指向超静平台与载荷安装点计算如下：
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
主动指向超静平台与星体安装点计算如下：
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
其中，载荷安装面半径为rp、星体安装面半径为rB、载荷安装面定位角为θp、星体安装面定位角为θB、主动指向超静平台高度为H；
(1.2)载荷雅克比矩阵Jp以及星体雅克比矩阵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。
3.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：构型误差因素包括：三超作动器安装误差、发射段锁紧装置安装误差、发射段锁紧装置阶段变形误差、发射段安装面永久变形误差、安装面在轨热变形误差；
三超作动器安装误差产生于航天器总装安装阶段，该误差包含90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差和平面度误差，三超作动器安装误差只影响发射段保护和作动器有效行程，不影响星体定姿精度；
发射段锁紧装置安装误差产生于航天器总装安装阶段，该误差包含90度均布误差、垂直扭转误差、半径误差和平面度误差；发射段锁紧装置安装误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度；
发射段锁紧装置阶段变形误差产生于航天器发射阶段，该误差包括低频变形误差和基频变形误差；发射段锁紧装置阶段变形误差只影响发射段保护，不影响星体定姿精度；
发射段安装面永久变形误差产生于航天器发射阶段，该误差包含90度均布误差、半径误差和平面度误差，发射段安装面永久变形误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响；
安装面在轨热变形误差产生于航天器在轨阶段，该误差包含90度均布误差、半径误差和平面度误差，安装面在轨热变形误差对发射段保护、作动器有效行程以及星体定姿精度均有影响；
影响发射段保护指的是：该种误差使得作动器在发射段产生位移，若位移大小超过作动器的最大行程，将减少作动器的使用寿命；
90度均布误差定义为：作动器在星体或载荷上的安装点不均匀产生的误差；
垂直扭转误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装点发生相对扭转产生的误差；
半径误差定义为：作动器安装点到安装平面中心的距离与理想距离不一致产生的误差；
平面度误差定义为：作动器在星体与载荷上的安装平面不平行产生的误差；
低频变形误差定义为：频率低于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移；
基频变形误差定义为：频率等于作动器固有频率的扰动对作动器产生的位移。
4.根据权利要求3所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：所述步骤(3)初步确定各类构型误差的允许范围，具体为：
(3.1)计算各类构型误差对作动器行程的影响量的理论值：
90度均布度误差a对作动器行程的影响量为：
其中，Jp为载荷雅克比矩阵；
垂直扭转误差b对作动器行程的影响量为：
其中，L为作动器在星体和载荷上的安装点之间的距离，A为作动器在载荷上的安装点到作动器在载荷上的安装面中心的距离；
半径误差c对作动器行程的影响量为：
其中，H为上下平面铰点高度；
平面度d对作动器行程的影响量为：
发射段低频变形e对作动器行程的影响量为：
发射段基频变形f对作动器行程的影响量为：
其中，k为发射段基频放大倍数；
(3.2)当作动器行程的影响量理论值满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当作动器行程的影响量理论值不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3.1)。
5.根据权利要求4所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：所述步骤(4)计算作动器在轨再平衡量，具体为：
(4.1)根据各类构型误差的定义，计算出各作动器实际的铰点相对平衡位置位移xi；
(4.2)根据牛顿定律和各作动器间的几何关系，列出如下方程：
铰点位移刚度方程：
fi＝kixi,K＝diag{k1…kn},x＝[x1…xn]T
其中，fi、ki、xi分别为第i个作动器对载荷作用力、合成刚度、铰点相对平衡位置位移；
几何约束方程：
xi＝NiX+di,N＝[N1…Nn]T,d＝[d1…dn]T
其中，Ni为载荷相对位姿变化X与第i个作动器xi的传递矩阵，di为构型误差在第i个作动器铰点上的分解量，为设计输入条件；
受力平衡方程：
其中，Ti为第i个作动器对载荷作用力到质心广义力的传递矩阵；
(4.3)联立步骤(4.2)中三个方程，求解出作动器长度的表达式为：
x＝(I-N(TKN)-1TK)d
在轨再平衡后第i个作动器的位移量为
δli＝|xi+x0|-|x0|；
其中，x0为无构型误差情况下作动器的位移量。
6.根据权利要求5所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：所述步骤(5)再次确定各类构型误差的允许范围，具体为：
(5.1)当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求时，则构型误差的值符合设计要求；当步骤(4.3)中计算的作动器的位移量不满足设计要求时，减小构型误差的值，重复进行步骤(3)和步骤(4)，直到步骤(4.3)中计算的作动器的位移量满足设计要求，之后进入步骤(5.2)；
(5.2)根据最终步骤(4.3)中计算的作动器的位移量计算存在误差构型误差情况下的载荷雅克比矩阵。
7.根据权利要求6所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：所述步骤(6)对构型误差引起的定姿误差进行校正，具体为：
计算在轨再平衡后星体定姿误差为：
Δθ＝Jpδli
在获得Δθ后，星体星体的姿态校正为：
其中，θ为无构型误差时的星体姿态估计值，为校正后的星体姿态估计值。
8.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制非线性校正方法，其特征在于：测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级；主动指向超静平台为六杆或八杆构型，其中六杆指的是六个作动器并联安装，八杆指的是八个作动器并联安装。
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