CN112100733B - 一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法 - Google Patents

一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度、超高稳定度、超敏捷控制需求的领域。本发明针对具有多级协同控制的航天器，提出了一种膜簧、柔性铰与作动单元并联一体控制结构设计方法，具有振动隔离、扰振抑制和精确指向调节的功能，实现主被一体挠性作动器过发射主动段抗力学环境的分析与应力优化设计，提升作动器过发射主动段的可靠性，可应用于主动指向超静平台设计，用于实现载荷超高精度、超高稳定度、超敏捷“三超”控制性能。

Description

一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单 元一体化应力均衡方法
技术领域
本发明涉及一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，属于航天器隔振机构设计领域。
背景技术
未来高性能航天器提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)控制的需求，然而，卫星上存在反作用力飞轮、太阳帆板驱动机构、天线伺服驱动、斯特林制冷机等活动部件，这些星上扰动源会产生随机振动和谐波振动，激发较大的加速度破坏卫星高静环境，进而影响航天器的姿态控制精度和稳定度。
受限于传统姿态敏感器(星敏、陀螺)等测量精度和测量带宽限制，传统意义上的低带宽姿态控制系统无法在宽频域内对各种扰动力矩的影响实现有效抑制，仅基于卫星姿态控制来实现有效载荷的精稳指向控制的技术方案在现有技术条件下已经难以满足甚高精度指向和稳定控制要求；为此，提出在原有姿态控制系统基础上增加了具有振动隔离、扰振抑制和精确指向调节的主动指向超静平台，主动指向超静平台一般由多个主被动一体挠性作动器并联组成，通过主动指向超静平台中主被动一体挠性作动器的被动隔振控制，实现高频抖动隔离，通过主动控制实现载荷光轴的高精度高稳定度指向控制，最终实现三超控制性能。
由于传统载荷全悬浮方案需要对载荷所有相对平动、转动自由度同时进行主动控制，增加了控制的复杂性，且系统冗余度低、容错性差。因此需要研究含有主动作动单元和被动挠性单元的主被一体挠性作动器。同时，考虑主被一体挠性作动器中存在膜簧和柔性铰等挠性结构，发射主动段，挠性结构将经受严苛的力学环境，需进行作动器抗力学环境分析和优化设计，现有技术中挠性环节与作动单元没有进行一体化设计与分析，可能导致挠性环节应力集中，过发射主动段的可靠性存在问题，无法满足工程应用要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法(即基于三超控制挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法)，通过对挠性环节与作动单元一体化优化设计，实现挠性环节应力均衡，满足作动器过发射主动段的可靠性要求。
本发明的技术方案是：一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，步骤如下：
(1)在航天器本体与载荷之间，设有主动指向超静平台；主动指向超静平台，包括N个主被一体挠性作动器，N个主被动一体挠性作动器并联安装，N个主被动一体挠性作动器共同作用实现载荷光轴的精确主动调节；每个主被动一体挠性作动器，包括：并行安装的挠性环节、作动单元和位移敏感器；挠性环节，包括：膜簧和柔性铰；膜簧与柔性铰分别与作动单元连接；挠性环节为被动部分，作动单元为主动部分；作动单元，包括定子和动子；作动单元能够使挠性环节沿轴向产生平动，位移敏感器能够测量作动单元的平动位移；
(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式；
(3)根据步骤(2)的结构连接形式，建立主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型；
(4)设置步骤(3)建立的主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型的边界条件、连接条件以及力学输入条件，采用有限元分析软件进行主被动一体挠性作动器零位状态的随机响应分析，获得主被动一体挠性作动器中挠性环节中膜簧与柔性铰分别的最大应力；
(5)分别判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，如均满足，进行步骤(6)，否则，判定步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求：
(6)判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值，和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，之间的相对偏差是否小于阈值ε，如满足，则判定步骤(2)确定的结构连接形式满足卫星发射段的要求，否则，判定步骤(2)确定的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求，实现了挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡。
优选的，步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式，具体为：
在卫星发射段(卫星发射段即整个卫星发射过程)中，将N个主被动一体挠性作动器，进行分组，每组由两个主被动一体挠性作动器组成；每组中的两个主被动一体挠性作动器的一端通过上连接座与载荷连接；每组中的两个主被动一体挠性作动器的另一端通过下连接座与航天器本体连接；两个主被动一体挠性作动器的轴线呈一定角度α，α小于180°；上连接座和下连接座之间设置锁定块，对主被动一体挠性作动器进行锁定，主被动一体挠性作动器呈零位状态；(多个分组沿着载荷的中心轴均布，优选是指：每组作动器的上连接座质心和下连接座质心连线和载荷的中心轴形成的平面，均分垂直于载荷的中心轴的平面)(零位状态下，膜簧不发生变形)
优选的，(3)根据步骤(2)的结构连接形式，建立主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型，具体如下：
在主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型中，所述的主被动一体挠性作动器中的膜簧采用壳单元；柔性铰采用实体单元；连接两个主被动一体挠性作动器的上连接座、下连接座以及上连接座和下连接座之间的锁定块采用实体单元；膜簧和柔性铰之间的连接结构和动子共同形成的组合结构简化等效为相对组合结构质心位置的等效集中质量单元1；膜簧与航天器本体之间的结构(即连接件和定子)简化等效为相对该结构质心位置的等效集中质量单元2。
优选的，(4)设置步骤(3)建立的主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型的边界条件、连接条件以及力学输入条件，具体为：
所述的边界条件为下连接座的固定约束；(即下连接座在六自由度方向不能运动；)
所述的连接条件为膜簧内圈、柔性铰另一端与等效集中质量单元1采用MPC单元连接(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；膜簧外圈、下连接座、等效集中质量单元2采用MPC单元连接；(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；柔性铰一端与上连接座、上连接座与锁定块、锁定块与下连接座之间分别均采用MPC单元连接(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；
所述的力学输入条件分别为下连接座的三个方向的加速度。(优选方案为：建立三维正交坐标系，以下连接座的质心为原点，X轴正方向为每组两个主被动一体挠性作动器中的一个主被动一体挠性作动器中轴线与下连接座的交点指向另一个主被动一体挠性作动器中轴线与下连接座的交点，Z轴正方向为下连接座的质心指向上连接座的质心，右手定则确定Y轴正方向)
优选的，(5)中判定步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构(优选修改膜簧和柔性铰中开槽部分的大小)，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止，进行步骤(6)。
优选的，分别判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，采用如下公式：
S×σ<[σ]
其中，要求的强度条件采用[σ]表示；
当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的膜簧最大应力；[σ]为膜簧材料的屈服强度；S为安全系数(取值优选为：2≤S≤5)；
当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中柔性铰最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的柔性铰最大应力；[σ]为柔性铰材料的屈服强度；S为安全系数(取值优选为：2≤S≤5))；
优选的，(6)判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，这两个比值之间的相对偏差是否小于等于阈值ε(优选0<ε≤0.05)，采用如下公式：
式中，σ柔性铰表示柔性铰的最大应力，[σ柔性铰]表示柔性铰材料屈服强度，σ膜簧表示膜簧的最大应力，[σ膜簧]表示膜簧材料屈服强度；
优选的，(6)中判定步骤(2)确定的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构(优选修改膜簧和柔性铰中开槽部分的大小)，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止。
优选的，作动单元为音圈电机，位移敏感器为涡流位移传感器。
优选的，膜簧的两端中相对位置靠内的一端作为内圈，另一端作为外圈，膜簧的内圈与作动单元中的动子连接，膜簧的外圈与作动单元中的定子连接。
优选的，作动单元，包括定子和动子；动子一端通过连接结构连接柔性铰的一端，柔性铰的另一端连接载荷；动子另一端与膜簧的内圈所在的一端连接，膜簧的外圈所在的一端与定子连接；定子通过连接件与航天器本体连接；作动单元加电后，动子和定子配合产生轴向的力，使动子能够沿膜簧的轴向平动，带动膜簧运动；膜簧运动将平动产生的轴向力传递给柔性铰，转换为对载荷的转动力。
优选的，连接结构优选为连杆
优选的，挠性环节中的膜簧，其轴向刚度和被动阻尼实现了作动器超低频隔振能力。
优选的，膜簧能够释放两个转动方向的约束自由度，实现虎克铰的功能；(两个转动方向，优选是指：三轴方向中除绕平动轴转动以外的另外两个轴的转动方向)
优选的，挠性环节中的柔性铰的作用是释放转动约束，提供作动器轴向控制到载荷六自由度指向控制的精确运动传递。
优选的，通过挠性环节与作动单元一体化设计，实现主动指向超静平台的振动隔离、扰振抑制和精确指向控制。
优选的，每组中的两个主被动一体挠性作动器的轴线呈的角度α为90度角。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明大幅提升了载荷相对于卫星平台的控制精度；通过主被动一体挠性作动器成对设计，具有无摩擦、应力均衡、高精度传动控制等优点，实现了载荷与卫星平台之间的柔性隔振连接与六自由度相对位姿被动保持，避免了载荷全悬浮方案需要对载荷所有相对平动、转动自由度同时进行主动控制的复杂性，同时实现了载荷相对于卫星平台的超高精度超高稳定度指向控制。
(2)本发明通过理论与仿真分析方法给出了作动器力学特性分析结果；通过随机响应分析获得了主动发射段零位锁定状态下主被动一体挠性作动器中挠性环节最大应力等分析结果，为主被动一体挠性作动器能否顺利通过发射主动段力学环境提供了理论判据，并为设计阶段提升主被动一体挠性作动器抗发射主动段力学环境能力提供了分析与优化手段。
(3)本发明大幅提升有限元分析方法的计算效率，设计过程中采用实际结构的简化等效有限元模型，一方面通过建立真实的挠性环节和零位锁定连接结构的有限元模型，保证了力学环境分析的准确性；另一方面通过将挠性环节之间的刚性连接简化等效为集中质量单元，大幅提升有限元分析方法的计算效率。
(4)本发明提高了作动器设计寿命；本发明通过对挠性环节中柔性铰和膜簧的应力均衡优化设计，使得作动器在发射主动段柔性铰和膜簧所受的最大应力相当，避免了单一部件受到过大应力易于疲劳甚至破坏的情况，提高了作动器的可靠性和使用寿命。
(5)本发明中膜簧、柔性铰与作动单元并联一体设计，在提供被动隔振所需轴向刚度与精确主动调节的同时，膜簧与柔性铰链共同实现作动器轴向运动到平台六自由度运动的传动需求，以最简的形式实现了作动器主被一体功能需求。同时进行作动器抗力学环境理论与仿真分析，能够实现作动器中的柔性铰和膜簧应力分布均衡，为主被动一体挠性作动器能够顺利通过发射主动段力学环境并提高作动器的寿命，进而在轨正常工作提供了明确的分析方法、优化手段和处理方式。
附图说明
图1为主被一体挠性作动器挠性环节与主动单元一体化控制结构设计图；
图2为作动器发射主动段零位锁定示意图；
图3为主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法的分析流程；
图4为作动器零位状态下的简化等效有限元模型；
图5为作动器挠性环节膜簧和柔性铰连接的有限元模型；
图6为作动器随机响应分析输入的加速度功率谱曲线；
图7为作动器发射主动段随机响应分析的柔性铰应力分析结果图；
图8为作动器发射主动段随机响应分析的膜簧应力分析结果图；
图9为多组作动器沿着载荷中心轴均布安装的示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，适用于天文观测、高分辨率对地观测等具有载荷超高精度、超高稳定度、超敏捷控制需求的领域。本发明针对具有多级协同控制的航天器，提出了一种膜簧、柔性铰与作动单元并联一体控制结构设计方法，具有振动隔离、扰振抑制和精确指向调节的功能，实现主被一体挠性作动器过发射主动段抗力学环境的分析与应力优化设计，提升作动器过发射主动段的可靠性，可应用于主动指向超静平台设计，用于实现载荷超高精度、超高稳定度、超敏捷“三超”控制性能。
本发明一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法应用于航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷“三超”控制。多个主被一体挠性作动器组成主动指向超静平台，实现载荷的振动隔离、扰振抑制和精确指向控制。本发明通过对挠性环节与作动单元一体化优化设计，实现挠性环节应力均衡，提升作动器过发射主动段的可靠性。
为满足天文观测、高分辨率对地观测等任务需求，航天器需要具备超高精度、超高稳定度、超敏捷控制能力，即实现三超控制。
航天器三超控制系统的控制对象，包括：航天器本体、载荷和主动指向超静平台；航天器本体，为载荷高性能工作提供服务和保障，载荷，实现航天器的任务要求，如高分辨率相机实现清晰成像；主动指向超静平台，保证载荷的超高精度、超高稳定度、超敏捷控制，满足载荷成像任务需求。
每个主被动一体挠性作动器，包括：并行安装的挠性环节、作动单元和位移敏感器；挠性环节主要包括膜簧和柔性铰，为被动环节，实现被动隔振，作动单元和位移敏感器组成主动控制环节，通过位移敏感器的测量，实现作动单元控制输出，实现载荷相对于航天器本体的精确指向调节。
如图3所示，本发明一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，优选方案步骤如下：
(1)在航天器本体与载荷之间，安装有主动指向超静平台；主动指向超静平台，包括N个主被动一体挠性作动器，N个主被动一体挠性作动器并联安装，N个主被动一体挠性作动器共同作用实现载荷光轴的精确主动调节；如图1所示，每个主被动一体挠性作动器，包括：并行安装的挠性环节、作动单元和位移敏感器；挠性环节，包括：膜簧和柔性铰；
挠性环节为被动部分，作动单元为主动部分；作动单元，包括定子和动子；
作动单元能够使挠性环节沿轴向产生平动，位移敏感器能够测量作动单元的平动位移；
膜簧与柔性铰分别与作动单元连接；
主被动一体挠性作动器的数目N优选为6个或8个；
优选的，作动单元优选为音圈电机，位移敏感器优选为涡流位移传感器；
作动单元，包括定子和动子；动子一端通过连接结构连接柔性铰的一端，柔性铰的另一端连接载荷；连接结构优选为连杆；动子另一端与膜簧的内圈所在的一端连接，膜簧的外圈所在的一端与定子连接；定子通过连接件与航天器本体连接；作动单元加电后，动子和定子配合产生轴向的力，使动子能够沿膜簧的轴向平动，带动膜簧运动；膜簧运动将平动产生的轴向力传递给柔性铰，转换对对载荷的转动力；
挠性环节中的膜簧，其轴向刚度和被动阻尼实现了作动器超低频隔振能力；
膜簧能够释放两个转动方向的约束自由度，实现虎克铰的功能；(两个转动方向，是指：三轴方向中除绕平动轴转动以外的另外两个轴的转动方向)；
挠性环节中的柔性铰的作用是释放转动约束，提供作动器轴向控制到载荷六自由度指向控制的精确运动传递。
通过挠性环节与作动单元一体化设计，实现主动指向超静平台的振动隔离、扰振抑制和精确指向控制。
(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式，优选方案具体如下：
在卫星发射段(即卫星发射段即整个卫星发射过程)中，将N个主被动一体挠性作动器，进行分组，如图2所示，每组由两个主被动一体挠性作动器组成；每组中的两个主被动一体挠性作动器的一端通过上连接座与载荷连接；每组中的两个主被动一体挠性作动器的另一端通过下连接座与航天器本体连接；两个主被动一体挠性作动器的轴线呈一定角度α，优选α小于180°；上连接座和下连接座之间设置锁定块，对主被动一体挠性作动器进行锁定，主被动一体挠性作动器呈零位状态；(多个分组沿着载荷的中心轴均布，优选是指：每组作动器的上连接座质心和下连接座质心连线和载荷的中心轴形成的平面，均分垂直于载荷的中心轴的平面。如图9所示为四组作动器沿着载荷中心轴均布安装的示意图。)(零位状态下，膜簧不发生变形)；
两个主被动一体挠性作动器的轴线呈角度α优选为90度角；
(3)根据步骤(2)的结构连接形式，如图4所示，建立主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型，优选方案具体如下：
如图5所示，在主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型中，所述的主被动一体挠性作动器中的膜簧采用壳单元；柔性铰采用实体单元；连接两个主被动一体挠性作动器的上连接座、下连接座以及上连接座和下连接座之间的锁定块采用实体单元；膜簧和柔性铰之间的连接结构和动子共同形成的组合结构简化等效为相对组合结构质心位置的等效集中质量单元1；膜簧与航天器本体之间的结构(即连接件和定子)简化等效为相对该结构质心位置的等效集中质量单元2，通过等效集中质量单元的简化，在保证模型精度的基础上，提升了计算效率。
(4)设置步骤(3)建立的主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型的边界条件、连接条件以及力学输入条件(如图6所示)，采用有限元分析软件进行主被动一体挠性作动器零位状态的随机响应分析，如图7和图8所示，获得主被动一体挠性作动器中挠性环节中膜簧与柔性铰分别的最大应力，优选方案具体如下：
所述的边界条件为下连接座的固定约束，下连接座在六自由度方向不能运动；
所述的连接条件为膜簧内圈、柔性铰另一端与等效集中质量单元1采用MPC单元连接(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；膜簧外圈、下连接座、等效集中质量单元2采用MPC单元连接；(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；柔性铰一端与上连接座、上连接座与锁定块、锁定块与下连接座之间分别均采用MPC单元连接(MPC单元，中文为多点约束，能够实现将多个结构相互连接)；
所述的力学输入条件分别为下连接座的三个方向的加速度，每个方向输入的加速度功率谱曲线如图6所示。具体为：建立三维正交坐标系，以下连接座的质心为原点，X轴正方向为每组两个主被动一体挠性作动器中的一个主被动一体挠性作动器中轴线与下连接座的交点指向另一个主被动一体挠性作动器中轴线与下连接座的交点，Z轴正方向为下连接座的质心指向上连接座的质心，右手定则确定Y轴正方向。
(5)分别判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，如均满足，进行步骤(6)，否则，判定步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求，优选方案具体如下：
不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构(优选修改膜簧和柔性铰中开槽部分的大小)，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止。)
判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，采用如下公式：
S×σ<[σ]
其中，当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的膜簧最大应力；[σ]为膜簧材料的屈服强度；S为安全系数(取值优选为2≤S≤5)；
当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中柔性铰最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的柔性铰最大应力；[σ]为柔性铰材料的屈服强度；S为安全系数(取值优选为2≤S≤5)；
(6)判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，这两个比值之间的相对偏差是否小于阈值ε，如满足，则判定步骤(2)确定的结构连接形式满足卫星发射段的要求，否则，判定步骤(2)确定的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求，优选方案具体如下：
(不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构(优选修改膜簧和柔性铰中开槽部分的大小)，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止。)
其中，判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，这两个比值之间的相对偏差是否小于阈值ε(优选0<ε≤0.05)，优选采用如下公式：
式中，σ柔性铰表示柔性铰的最大应力，[σ柔性铰]表示柔性铰材料屈服强度，σ膜簧表示膜簧的最大应力，[σ膜簧]表示膜簧材料屈服强度；
本发明采用图1所示结构图完成一种“三超”控制主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，优选方案具体方法如下：
(1)设计主被并联一体挠性作动器，主要由位移敏感器、作动单元、膜簧、柔性铰四部分组成，作动单元为音圈电机，位移敏感器为涡流位移传感器，二者工作作用实现载荷光轴的精确主动调节。挠性环节中的膜簧，其轴向刚度和被动阻尼实现了作动器超低频隔振能力，同时，能够释放两个转动方向的约束自由度，实现虎克铰的功能。挠性环节中的柔性铰的作用是释放转动约束，提供作动器轴向控制到主动指向超静平台六自由度指向控制的精确运动传递。
(2)确定主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式，如图2所示。在卫星发射主动段，主被动一体挠性作动器成对放置，两个主被动一体挠性作动器成90度夹角，两个主被动一体挠性作动器顶端通过上连接座连接，两个主被动一体挠性作动器底端通过下连接座连接，上连接座和下连接座之间通过锁定块进行压紧锁定。
(3)根据步骤(2)的结构连接形式，采用MSC Patran软件建立主被动一体挠性作动器零位压紧状态下的简化等效有限元模型，如图4、图5所示；所述的主被动一体挠性作动器中的膜簧采用壳单元；柔性铰采用实体单元；连接两个主被动一体挠性作动器的上连接座、下连接座以及上连接座和下连接座之间的锁定块采用实体单元；膜簧和柔性铰之间的连接结构简化等效为相对其质心位置的等效集中质量单元1；与膜簧连接的主被动一体挠性作动器剩余固定结构也可简化等效为相对其质心位置的等效集中质量单元2，其中膜簧的材料为铍青铜，优选的膜簧材料屈服强度[σ]膜簧＝1177MPa；柔性铰的材料优选为钛合金，优选的柔性铰材料屈服强度[σ]柔性铰＝870MPa。
(4)在MSC Patran软件中设置边界条件、结构之间的连接条件以及力学输入条件，采用有限元分析软件MSC Nastran进行主被一体挠性作动器压紧状态的随机响应分析，计算获得主被一体挠性作动器挠性环节中膜簧和柔性铰结构的最大应力；
所述的边界条件为下连接座的螺纹孔固定约束；所述的结构之间的连接条件为膜簧内圈、柔性铰下端与等效集中质量单元1采用MPC单元连接；膜簧外圈、下连接座、等效集中质量单元2采用MPC单元连接；柔性铰上端与上连接座、上连接座与锁定块、锁定块与下连接座之间均采用MPC单元连接；所述的力学输入条件分别为下连接座的螺纹孔位置的三个方向的加速度。一般三个方向的输入条件分别施加，如需计算X方向的抗力学环境分析结果，则只需施加X方向的加速度，其他方向的抗力学环境分析结果与此类似，每个方向输入的加速度功率谱曲线如图6所示。
(5)判断计算分析获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否满足优选的强度条件：
S×σ<[σ]
其中，σ为随机响应分析计算获得的主被动一体挠性作动器挠性环节中膜簧和柔性铰结构的最大应力，[σ]为相应结构材料的屈服强度，S为安全系数。优选当S＝3时，膜簧的强度条件优选为3×135MPa＝405MPa，柔性铰的强度条件优选为3×96MPa＝288MPa。通过有限元仿真结果图7和图8得到随机响应分析的柔性铰和膜簧的最大应力S×σ柔性铰<[σ]柔性铰和S×σ膜簧<[σ]膜簧，膜簧与柔性铰均满足强度条件。
如满足，则继续下一步；否则返回步骤(3)，重新修改主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰结构的结构形式、参数和有限元模型，直至满足条件为止。
(6)判断所设计的主被动一体挠性作动器中柔性铰的最大应力/屈服强度与膜簧的最大应力/屈服强度之间的相对偏差是否小于阈值ε，如满足
则结束；如不满足，则返回，重新修改主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰结构的结构形式、参数和有限元模型，整个流程如图3所示。
经计算得满足小于等于ε＝0.01区间范围，认为设计的主被动一体挠性作动器实现了应力均衡设计。
通过基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡设计，提升了主被一体挠性作动器发射主动段的可靠性和安全性，满足工程应用要求。
本发明大幅提升了载荷相对于卫星平台的控制精度；通过主被动一体挠性作动器成对设计，具有无摩擦、应力均衡、高精度传动控制等优点，实现了载荷与卫星平台之间的柔性隔振连接与六自由度相对位姿被动保持，避免了载荷全悬浮方案需要对载荷所有相对平动、转动自由度同时进行主动控制的复杂性，同时实现了载荷相对于卫星平台的超高精度超高稳定度指向控制；且本发明通过理论与仿真分析方法给出了作动器力学特性分析结果；通过随机响应分析获得了主动发射段零位锁定状态下主被动一体挠性作动器中挠性环节最大应力等分析结果，为主被动一体挠性作动器能否顺利通过发射主动段力学环境提供了理论判据，并为设计阶段提升主被动一体挠性作动器抗发射主动段力学环境能力提供了分析与优化手段。
本发明大幅提升有限元分析方法的计算效率，设计过程中采用实际结构的简化等效有限元模型，一方面通过建立真实的挠性环节和零位锁定连接结构的有限元模型，保证了力学环境分析的准确性；另一方面通过将挠性环节之间的刚性连接简化等效为集中质量单元，大幅提升有限元分析方法的计算效率，且本发明提高了作动器设计寿命；本发明通过对挠性环节中柔性铰和膜簧的应力均衡优化设计，使得作动器在发射主动段柔性铰和膜簧所受的最大应力相当，避免了单一部件受到过大应力易于疲劳甚至破坏的情况，提高了作动器的可靠性和使用寿命。
本发明中膜簧、柔性铰与作动单元并联一体设计，在提供被动隔振所需轴向刚度与精确主动调节的同时，膜簧与柔性铰链共同实现作动器轴向运动到平台六自由度运动的传动需求，以最简的形式实现了作动器主被一体功能需求。同时进行作动器抗力学环境理论与仿真分析，能够实现作动器中的柔性铰和膜簧应力分布均衡，为主被动一体挠性作动器能够顺利通过发射主动段力学环境并提高作动器的寿命，进而在轨正常工作提供了明确的分析方法、优化手段和处理方式。
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 (10)

1.一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于步骤如下：
(1)在航天器本体与载荷之间，设有主动指向超静平台；主动指向超静平台，包括N个主被一体挠性作动器，N个主被动一体挠性作动器并联安装，N个主被动一体挠性作动器共同作用实现载荷光轴的精确主动调节；每个主被动一体挠性作动器，包括：并行安装的挠性环节、作动单元和位移敏感器；挠性环节，包括：膜簧和柔性铰；膜簧与柔性铰分别与作动单元连接；挠性环节为被动部分，作动单元为主动部分；作动单元，包括定子和动子；作动单元能够使挠性环节沿轴向产生平动，位移敏感器能够测量作动单元的平动位移；
(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式；
(3)根据步骤(2)的结构连接形式，建立主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型；
(4)设置步骤(3)建立的主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型的边界条件、连接条件以及力学输入条件，采用有限元分析软件进行主被动一体挠性作动器零位状态的随机响应分析，获得主被动一体挠性作动器中挠性环节中膜簧与柔性铰分别的最大应力；
(5)分别判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，如均满足，进行步骤(6)，否则，判定步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求：
(6)判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值，和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，之间的相对偏差是否小于阈值ε，如满足，则判定步骤(2)确定的结构连接形式满足卫星发射段的要求，否则，判定步骤(2)确定的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求，实现了挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡。
2.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式，具体为：
在卫星发射段中，将N个主被动一体挠性作动器，进行分组，每组由两个主被动一体挠性作动器组成；每组中的两个主被动一体挠性作动器的一端通过上连接座与载荷连接；每组中的两个主被动一体挠性作动器的另一端通过下连接座与航天器本体连接；两个主被动一体挠性作动器的轴线呈一定角度α，α小于180°；上连接座和下连接座之间设置锁定块，对主被动一体挠性作动器进行锁定，主被动一体挠性作动器呈零位状态。
3.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(3)根据步骤(2)的结构连接形式，建立主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型，具体如下：
在主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型中，所述的主被动一体挠性作动器中的膜簧采用壳单元；柔性铰采用实体单元；连接两个主被动一体挠性作动器的上连接座、下连接座以及上连接座和下连接座之间的锁定块采用实体单元；膜簧和柔性铰之间的连接结构和动子共同形成的组合结构简化等效为相对组合结构质心位置的等效集中质量单元1；膜簧与航天器本体之间的结构简化等效为相对该结构质心位置的等效集中质量单元2。
4.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(4)设置步骤(3)建立的主被动一体挠性作动器零位状态下的简化等效有限元模型的边界条件、连接条件以及力学输入条件，具体为：
所述的边界条件为下连接座的固定约束；
所述的连接条件为膜簧内圈、柔性铰另一端与等效集中质量单元1采用MPC单元连接；膜簧外圈、下连接座、等效集中质量单元2采用MPC单元连接；柔性铰一端与上连接座、上连接座与锁定块、锁定块与下连接座之间分别均采用MPC单元连接；其中，MPC单元为能够实现将多个结构相互连接的单元；
所述的力学输入条件分别为下连接座的各个方向的加速度。
5.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(5)中判定步骤(2)确定N个主被动一体挠性作动器在卫星发射段的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止，进行步骤(6)。
6.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：分别判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰最大应力是否均满足强度条件，采用如下公式：
S×σ＜[σ]
其中，要求的强度条件采用[σ]表示；
当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中膜簧最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的膜簧最大应力；[σ]为膜簧材料的屈服强度；S为安全系数；
当判断步骤(4)获得的主被动一体挠性作动器中柔性铰最大应力是否均满足强度条件时，σ表示步骤(4)获得的柔性铰最大应力；[σ]为柔性铰材料的屈服强度；S为安全系数。
7.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(6)判断主被动一体挠性作动器中，柔性铰的最大应力与柔性铰材料屈服强度的比值和膜簧的最大应力与膜簧材料屈服强度的比值，这两个比值之间的相对偏差是否小于等于阈值ε，采用如下公式：
式中，σ柔性铰表示柔性铰的最大应力，[σ柔性铰]表示柔性铰材料屈服强度，σ膜簧表示膜簧的最大应力，[σ膜簧]表示膜簧材料屈服强度。
8.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：步骤(6)中判定步骤(2)确定的结构连接形式不能满足卫星发射段的要求时，重新修改步骤(2)的主被动一体挠性作动器中膜簧和柔性铰的结构，返回步骤(2)，直至本步骤中膜簧和柔性铰最大应力均满足强度条件为止。
9.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：作动单元为音圈电机，位移敏感器为涡流位移传感器。
10.根据权利要求1所述的一种基于三超控制的主被一体挠性作动器挠性环节与作动单元一体化应力均衡方法，其特征在于：膜簧的两端中相对位置靠内的一端作为内圈，另一端作为外圈，膜簧的内圈与作动单元中的动子连接，膜簧的外圈与作动单元中的定子连接。
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