CN112506211A - 面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统及方法，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制。本发明连续小推力可调可控，实现高精度阻尼补偿：核心控制部件为磁浮机构，其在匀强磁场中采用精密电流驱动来产生高精度的洛伦兹力，电流控制精度可达1mA以下，输出力可达μN量级。
Description
技术领域
本发明涉及无拖曳航天控制技术领域，具体地，涉及一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制方法及系统，更为具体地，涉及面向下一代地球重力场测量任务的双超无拖曳卫星平台设计方法。
背景技术
下一代低低卫卫跟踪高分辨率地球重力场测量空间科学任务对卫星平台的指向精度、稳定度、外界扰动水平都提出了极高的要求。一方面，nm级的星间激光测距要求指向精度达到10-4°量级，对卫星姿态稳定度提出10-6°/s量级的要求。另一方面，航天器受到大气阻尼、太阳光压等外部环境扰动和内部结构振动、姿态调节、移动部件等自身扰动，超出了空间精密测量对外部干扰的要求，下一代低低卫卫跟踪高分辨率地球重力场测量任务需要较低的轨道高度以提高观测精度，而对于500km以下的低轨卫星而言，大气阻尼高达10-7～10-5m/s2，为保证载荷正常工作，同时维持卫星在低轨的飞行，延长卫星寿命，一般要求卫星的残余扰动需低于10-8m/s2。因此迫切需要无拖曳卫星平台提供支撑，通过微推力器补偿外界的扰动，让卫星尽可能实现无阻尼飞行。
华中科技大学博士论文《下一代重力卫星新型无拖曳与姿态控制系统研究》针对下一代重力场测量卫星，建立了基于传统无拖曳控制仿真系统，并提出了改进的EMC控制算法，北京控制工程研究所发表的论文《重力梯度测量卫星无拖曳控制技术》针对低轨重力梯度卫星，阐述了静电引力梯度仪、离子推力器和空间环境的模型与建模方法及无拖曳控制律设计方法，欧洲无拖曳控制专家Enrico Canuto发表的论文《All-propulsion design ofthe drag-free and attitude control of the European satellite GOCE》针对国际上已有的重力卫星GOCE，提出了全电推进的无拖曳控制方法来补偿低轨重力卫星的大气阻尼。
专利文献CN101510094A(申请号：200910061185.6)公开了一种无拖曳控制双扭摆测试装置,包括航天器模拟物体、惯性参考物体、无拖曳控制器和电容位移传感器,航天器模拟物体与惯性参考物体分别采用一悬挂机构悬置。电容位移传感器测量航天器模拟物体相对惯性参考物体的位移信息,将其传送给无拖曳控制器,无拖曳控制器依据位移信息驱动推进器,推进器产生推力施加给航天器模拟物体,最终实现位移补偿。该专利给出了一套无拖曳控制地面测试方法，模拟飞行器的太空环境，实现对无拖曳控制系统的整体性能测试。
但上述已有论文均基于传统无拖曳控制方法，传统无拖曳卫星的高精度无拖曳控制依靠高精度可变推力电推进器或微冷推实现。为此一般要求推力的分辨率需达到μN甚至更高。GOCE卫星已成功采用T5离子电推进来补偿大气阻尼，实现卫星的无拖曳控制。然而从推力器的技术现状来说，其μN量级的分辨率指标主要受限于喉管流量阀的加工工艺，提升空间较为有限。对于未来诸如引力波探测、等效原理检验等更高精度的空间科学任务而言，对卫星无拖曳控制水平的要求更高，电推进或微冷推将面临更大更难的挑战。目前国内连续可调的微推力器还处于样机研制阶段，离在轨应用尚有较大差距，且从微推力器对卫星的设计和影响来说，一方面，电推或冷推携带工质，易消耗，需面临卫星质量大、寿命短、质心漂移的问题，而重力卫星任务均对卫星寿命、质心偏差控制等提出了较高要求，例如下一代低低跟踪重力卫星为了测量重力场时变信息，需要保证一定的卫星寿命，且为了星上载荷惯性传感器的正常工作，要求质心偏差控制在μm级以内，电推或微冷推的采用加大了卫星质心调节和在轨标定的难度。另一方面，受到推力架响应时间和分辨率的限制，目前地面推力分辨率难以测量和评估。因此，受限于电推进或微冷推目前的技术水平以及提升的潜力，无拖曳卫星控制精度的提升空间十分有限。
因此，超精超稳(简称“双超”)无拖曳卫星平台的实现是解决上述问题的关键之一。其中“超精”意味着超高指向精度，“超稳”表示超高姿态稳定度，“无拖曳”是一种利用推进器主动抵消太空环境扰动，实现阻尼消除的技术，让卫星受到的残余扰动力大小降到一定的量级以内。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统及方法。
根据本发明提供的一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制。
优选地，所述载荷舱与所述平台舱采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的控制模式；
所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的预设部分嵌套在所述平台舱内部，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向。
优选地，所述洛伦兹力执行器包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱连接；所述通电线圈与所述平台舱连接；所述磁钢与所述通电线圈进行非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；
所述相对位移传感器与所述磁钢连接。
优选地，所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
优选地，所述洛伦兹力执行器包括若干个，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，若干个所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩。
优选地，所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内。
优选地，所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；
根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果。
优选地，所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度。
优选地，所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
根据本发明提供的一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制方法，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制；
所述载荷舱与所述平台舱采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的控制模式；
所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的预设部分嵌套在所述平台舱内部，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向；
所述洛伦兹力执行器包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱连接；所述通电线圈与所述平台舱连接；所述磁钢与所述通电线圈进行非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；
所述相对位移传感器与所述磁钢连接；
所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
所述洛伦兹力执行器包括若干个，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，若干个所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩；
所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内；
所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；
根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果；
所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度；
所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明连续小推力可调可控，实现高精度阻尼补偿：核心控制部件为磁浮机构，其在匀强磁场中采用精密电流驱动来产生高精度的洛伦兹力，电流控制精度可达1mA以下，输出力可达μN量级；
2、本发明振动隔离，实现高精度指向与稳定度：分离式卫星平台分为载荷舱和平台舱，两舱在结构上相互独立，其中载荷舱安装高精度观测载荷，是安静舱段；平台舱安装推力器、动量轮、太阳电池阵等活动挠性附件和姿控单元，是嘈杂舱段。两舱之间由磁浮机构实现非接触，让平台舱振动和干扰不会传输至载荷舱，进而达到振动隔离效果，实现卫星高精度指向与稳定度。
3、本发明能够保障卫星的长寿命飞行：磁浮机构不携带工质，仅靠电流驱动，因此不存在传统无拖曳卫星因推进器工质(推进剂)耗尽而带来的轨道下降、寿命结束等问题，可长时间开展空间探测任务；
4、本发明卫星质心漂移小：因载荷舱不携带推进工质，因此不存在传统无拖曳卫星因推进器工质(推进剂)消耗而带来的质心漂移问题。该方法可保障载荷舱质心漂移量小于1mm/年，对于重力场测量等卫星任务具有非常大的优势。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为分离式卫星平台组成示意图；
图2为基于分离式卫星平台的无拖曳控制示意图。
图3为基于分离式卫星平台的无拖曳控制的执行机构——洛伦兹力执行器。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
为满足下一代低低卫卫跟踪模式的高精度地球重力场测量空间科学任务对卫星平台低残余扰动的需求，本发明提出了一种基于分离式卫星平台的超精超稳无拖曳控制实现方法。该方法基于分舱式卫星设计，利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构产生高精度的洛伦兹力，采用洛伦兹力执行器控制载荷舱+常值推力器控制平台舱的方式来替代传统无拖曳卫星中的微推进器，实现卫星载荷舱的无阻尼飞行，该方法能够解决传统无拖曳卫星微推力难调难控的技术瓶颈，同时实现卫星的“超精”、“超稳”和“无拖曳控制”三大性能。
根据本发明提供的一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，如图1所示，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制。
如图2所示，具体地，基于分离式卫星平台的无拖曳控制的目的是实现对载荷舱外界阻尼扰动的消除，所述载荷舱与所述平台舱基于动静隔离，采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，进行超精超稳控制，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的粗控模式；为满足重力场测量卫星、引力波探测科学任务的需求，要求载荷舱受到的扰动尽量小，同时载荷舱质心尽量贴近平台舱的质心；因此，所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的大部分嵌套在所述平台舱内部(无物理接触)，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向。
具体地，所述洛伦兹力执行器一般又称为磁浮机构，包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱固连；所述通电线圈与所述平台舱固连；所述磁钢与所述通电线圈进行无物理连接，即非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；这样平台舱的振动和干扰不会传输至载荷舱，达到有效载荷动中取静，两舱动静隔离的效果。
所述相对位移传感器与所述磁钢固连，用于测量两舱之间的相对位移变化。
具体地，所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
具体地，如图3所示，所述洛伦兹力执行器是超精超稳无拖曳控制实现的执行机构，也是无拖曳控制实现的核心部件；所述洛伦兹力执行器包括8套，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，8套所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩。
具体地，所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；这些部件对卫星不产生机械振动和任何晃动，故载荷舱是一个安静舱段，主要用于科学探测；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，包括大气阻尼、太阳光压等，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内。
具体地，所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；这些部件属于各种活动部件，故平台舱是一个嘈杂舱段，主要用于对载荷舱科学探测的服务。
平台舱需要始终跟踪载荷舱飞行，由于设计中平台舱的表面积比载荷舱大，受到的大气阻尼等扰动力相对比载荷舱大，因此导致平台舱与载荷舱的相对距离越来越远，根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果。
具体地，所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度，使载荷舱达到期望的超精超稳控制。
具体地，所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
根据本发明提供的一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制方法，如图1所示，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制。
如图2所示，具体地，基于分离式卫星平台的无拖曳控制的目的是实现对载荷舱外界阻尼扰动的消除，所述载荷舱与所述平台舱基于动静隔离，采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，进行超精超稳控制，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的粗控模式；为满足重力场测量卫星、引力波探测科学任务的需求，要求载荷舱受到的扰动尽量小，同时载荷舱质心尽量贴近平台舱的质心；因此，所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的大部分嵌套在所述平台舱内部(无物理接触)，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向。
具体地，所述洛伦兹力执行器一般又称为磁浮机构，包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱固连；所述通电线圈与所述平台舱固连；所述磁钢与所述通电线圈进行无物理连接，即非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；这样平台舱的振动和干扰不会传输至载荷舱，达到有效载荷动中取静，两舱动静隔离的效果。
所述相对位移传感器与所述磁钢固连，用于测量两舱之间的相对位移变化。
具体地，所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
具体地，如图3所示，所述洛伦兹力执行器是超精超稳无拖曳控制实现的执行机构，也是无拖曳控制实现的核心部件；所述洛伦兹力执行器包括8套，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，8套所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩。
具体地，所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；这些部件对卫星不产生机械振动和任何晃动，故载荷舱是一个安静舱段，主要用于科学探测；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，包括大气阻尼、太阳光压等，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内。
具体地，所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；这些部件属于各种活动部件，故平台舱是一个嘈杂舱段，主要用于对载荷舱科学探测的服务。
平台舱需要始终跟踪载荷舱飞行，由于设计中平台舱的表面积比载荷舱大，受到的大气阻尼等扰动力相对比载荷舱大，因此导致平台舱与载荷舱的相对距离越来越远，根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果。
具体地，所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度，使载荷舱达到期望的超精超稳控制。
具体地，所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
实施例2
实施例2是实施例1的变化例
本发明提供一种基于分离式卫星平台的超精超稳无拖曳控制实现方法，适用于下一代低低卫卫跟踪高精度地球重力场测量任务，卫星采用分舱设计，平台舱在平动与转动自由度上均跟踪载荷舱运动；载荷舱与平台舱之间设置相对位移传感器；利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构产生高精度的洛伦兹力对载荷舱的扭转运动(姿态)与平动运动(线加速度)进行精密控制；利用多个自由度的洛伦兹力的组合解算实现对载荷舱姿态的控制；采用洛伦兹力执行器控制载荷舱+常值推力器控制平台舱的方式来替代传统无拖曳卫星中的微推进器，对载荷舱受到的大气阻尼、太阳光压等扰动加速度进行反向补偿消除，实现载荷舱的无阻尼飞行。
本发明提出了一种基于分离式卫星平台的超精超稳(简称“双超”)无拖曳控制实现方法。
这种无拖曳控制的实现方法的主要特征是基于分舱式卫星设计，利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构产生高精度的洛伦兹力，利用多自由度的洛伦兹力的组合高精度控制卫星指向和姿态稳定度，并采用洛伦兹力执行器控制载荷舱+常值推力器控制平台舱的方式实现卫星载荷舱的无阻尼飞行，同时实现“超精”、“超稳”和“无拖曳控制”三大性能。
“超精”“超稳”的实现方法：卫星平台改变传统卫星载荷与平台的固连设计，采用分舱设计，分为安静的载荷舱与嘈杂的平台舱，载荷舱装有卫星探测的主载荷、星敏感器(卫星姿态测量装置)和加速度计(卫星平动测量装置)，平台舱安装有太阳帆板、储箱等活动干扰部件，用以提供基础服务，两舱之间通过悬浮装置——高精度磁浮机构以非接触形式连接，使得平台舱的振动和干扰不会传输至载荷舱，达到动中取静的目的。载荷舱与平台舱之间配置8个磁浮机构正交或平行放置，互为冗余备份，由其完成载荷舱高精度姿态控制与两舱相对位置控制。其中两舱之间的运动跟踪控制则采用“主从互换、协同解耦”的控制方法，以载荷舱为基准，平台舱跟随载荷舱从动。两舱相对位置通过相对位置传感器测出，通过磁浮机构输出洛伦兹力来保证两舱相对位置在一定的范围内跟随。同时，采用八套磁浮机构输出力的算法组合，对载荷舱的姿态进行控制，实现载荷舱的超高精度指向(超精)、超高姿态稳定度(超稳)。
“无拖曳控制”的实现方法：利用基于直线电机驱动的洛伦兹力取代传统无拖曳卫星上的可变电推进器，载荷舱无需携带工质燃料，只需在匀强磁场中通过精密的电流控制产生高精度的洛伦兹力，用该洛伦兹力反向消除载荷舱受到的大气阻尼、太阳光压等扰动力，实现载荷舱的阻尼补偿。其中大气阻尼、太阳光压等扰动加速度由载荷舱中的高精度加速度计测量出。同时两舱之间的位移变化由安装在平台舱上的相对位置传感器测出，平台舱上装有传统的常值推力器，当相两舱相对位移超出设定阈值时，使用常值推力器通过喷气推进让两舱之间位移的保持在阈值范围内，从而实现平台舱在平动方向上对载荷舱的跟踪。最终实现载荷舱的无拖曳控制。
该方法基于分离式卫星平台，采用非接触、高精度、无时延的洛伦兹力执行器控制载荷舱+常值推力器控制平台舱的方式实现卫星载荷舱的超精超稳无拖曳控制。仿真结果显示，该方法可实现卫星载荷舱的姿态指向精度优于5×10-4°，姿态稳定度优于5×10-6°/s，无拖曳控制后的残余线加速度小于5×10-10m/s，比传统卫星高2～3个量级。可满足未来高精度重力场测量卫星空间科学探测任务。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制。
2.根据权利要求1所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述载荷舱与所述平台舱采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的控制模式；
所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的预设部分嵌套在所述平台舱内部，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向。
3.根据权利要求2所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述洛伦兹力执行器包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱连接；所述通电线圈与所述平台舱连接；所述磁钢与所述通电线圈进行非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；
所述相对位移传感器与所述磁钢连接。
4.根据权利要求3所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
5.根据权利要求1所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述洛伦兹力执行器包括若干个，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，若干个所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩。
6.根据权利要求5所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内。
7.根据权利要求5所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；
根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果。
8.根据权利要求6所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度。
9.根据权利要求7所述的面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制系统，其特征在于，所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
10.一种面向未来重力场测量的分离式卫星平台无拖曳控制方法，其特征在于，包括：载荷舱、平台舱、洛伦兹力执行器和相对位移传感器；
所述相对位移传感器与所述洛伦兹力执行器连接；
所述载荷舱与所述平台舱通过所述洛伦兹力执行器连接；
两舱相对位置通过所述相对位移传感器测出，并通过所述洛伦兹力执行器输出洛伦兹力保证两舱相对位置在预设范围内跟随，实现载荷舱的平动自由度控制和两舱之间的相对位置控制，利用多自由度的洛伦兹力的组合对载荷舱的姿态进行控制；
所述载荷舱与所述平台舱采用主从协同的控制方法，以载荷舱姿态控制为主，而平台舱采用随动跟踪载荷舱的控制模式；
所述载荷舱与所述平台舱采用嵌入式的分离设置，载荷舱的预设部分嵌套在所述平台舱内部，载荷舱的最前端伸出平台舱外面，用于包括安装相机探头和激光指向；
所述洛伦兹力执行器包括磁钢和通电线圈；
所述磁钢与所述载荷舱连接；所述通电线圈与所述平台舱连接；所述磁钢与所述通电线圈进行非接触形式连接，从而实现两舱的非接触连接；
所述相对位移传感器与所述磁钢连接；
所述两舱的非接触连接，两舱之间的能量和信息传输通过无线传输方式实现，包括电磁互感和/或光电转换。
所述洛伦兹力执行器包括若干个，每个所述洛伦兹力执行器与两舱对接面平行或垂直依次间隔对称布置，若干个所述洛伦兹力执行器的中点通过两舱质心连线，能产生xyz三个方向的洛伦兹力，通过不同方向上的洛伦兹力的组合解算，能够产生载荷舱平动控制所需的阻尼补偿力和姿态控制所需要的力矩；
所述载荷舱包括惯性传感器、有效载荷、卫星角速度测量装置和卫星姿态敏感器；
所述惯性传感器测量所述载荷舱受到的外界扰动线加速度，将测量到的外界扰动线加速度发送至加速度中的控制器，控制器计算出相应的补偿力大小，所述洛伦兹力执行器产生当前计算出的补偿力，沿阻尼力的方向对所述载荷舱输出洛伦兹力，从而消除所述载荷舱阻尼力，使得所述载荷舱受到的残余扰动力讲到预设范围内；
所述所述平台舱包括常值推力器、动量轮和贮箱；
根据相对位移传感器测量所述平台舱与载荷舱的相对位置变化，当相对位移超出预设值，则由所述常值推力器对平台舱喷出所述贮箱中的气体，使得所述平台舱缩小所述载荷舱的距离，实现平台舱跟踪载荷舱飞行的效果；
所述载荷舱通过卫星姿态敏感器确定所述载荷舱的转动方向的运动状态，所述卫星姿态敏感器测量所述载荷舱的姿态角指向，姿态控制单元基于姿态确定信息发出动作指令，驱动洛伦兹力执行器产生洛伦兹力，通过多自由度的洛伦兹力的组合解算，控制载荷舱的指向精度和姿态稳定度；
所述平台舱相对于所述载荷舱的姿态信息由多个所述相对位置传感器的测量信息组合解算得到，再通过控制单元发出动作指令，驱动所述平台舱的动量轮实现对载荷舱在转动自由度上的随动跟踪，使两舱达到期望的相对姿态。
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