CN115675919A - 一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，包括主动指向超静平台的测量零位标定方法、主动指向超静平台的测量误差标定方法以及主动指向超静平台的平台刚度标定方法；在主动指向超静平台的测量零位动态标定方法的基础上，测量误差采用给主动指向超静平台各作动杆输出预定控制力，采集不同控制力下的测量数据对测量误差和平台刚度进行标定。本发明针对测量误差、测量零位和刚度各种特性分别设计在轨标定方法，实现了主动指向超静平台的在轨标定，使得主动指向超静平台在轨指向精度、短期稳定度、敏捷机动能力等方面满足使用要求。

Description

一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法

技术领域

本发明涉及一种卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，特别适用于配置有主动指向超静平台的航天器的在轨标定。

背景技术

主动指向超静平台控制技术服务于对载荷姿态有极高要求的卫星，如高分辨率对地观测、空间态势感知、天文观测等。主动指向超静平台由主动指向超静平台驱动单元、指向隔振机构(多个作动杆)、测微敏感器组成。受地面装配误差、地面环境试验、发射振动及载荷分离应力释放等影响，指向隔振机构的零偏和标度因数较于地面标定将有较大变化，同时载荷解锁并稳定后受电缆拉扯、结构干涉等各种力矩影响，上平台刚度矩阵也发生较大变化，需要对主动指向超静平台进行在轨标定后才能保证主动指向超静平台的功能性能。主动指向超静平台的在轨标定，主要是对主动指向超静平台的测量误差、测量零位和刚度进行标定。若不对测量误差、刚度情况等状态进行标定，主动指向超静平台在轨指向精度、短期稳定度、敏捷机动能力等都将不满足使用要求。

由于主动指向超静平台测量误差、测量零位、刚度要求较高，同时地面标定受重力、总装状态重复性差、火箭随机振动等影响，地面标定结果无法在轨应用，需要采用主动指向超静平台的在轨标定实现其测量误差、刚度情况的准确标定。同时主动指向超静平台测量误差和刚度情况入轨后状态稳定，入轨仅需标定一次；而测量零位受温度环境影响会实时变化，入轨后需进行动态标定。目前暂无针对主动指向超静平台的在轨标定方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，实现主动指向超静平台的测量零位、测量误差和平台刚度的标定。

本发明解决技术的方案是：一种卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，包括测量零位标定步骤、测量误差标定步骤以及平台刚度标定步骤。

本发明所述在轨标定方法中，涡流测量零位的标定步骤如下：

步骤1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设定主动指向超静平台的三轴欧拉角加速度阈值a_max，设置主动指向超静平台的各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod的初始值均为0，各作动杆备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1，2，…，n_rod的初始值均为0，设置涡流测量零位标定系数K_EddyBias和涡流测量零位标定收敛系数K_Damp；

步骤2、在每个主动指向超静平台的控制周期，判断主动指向超静平台的三轴实时欧拉角加速度与步骤1中设定的阈值a_max的大小关系，当三轴实时欧拉角加速度小于设定的阈值a_max时执行步骤3～步骤4，否则，进入下一个控制周期，重新进行步骤2的判断；

步骤3、对于主动指向超静平台的各作动杆，采集各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值dL_EddyB(i)；

步骤4、计算得到主动指向超静平台各作动杆新的主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod，新的备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1，2，…，n_rod：

Bias_EddyA(i)＝Bias_EddyA(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)^-1)×K_Damp

Bias_EddyB(i)_new＝Bias_EddyB(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyB(i)-Bias_Eddy_B(i)^-1)×K_Damp

上式中：Bias_EddyA(i)^-1、Bias_EddyB(i)^-1分别表示上一次的主份涡流测量零位标定值、上一次的备份涡流测量零位标定值。

进一步的，所述三轴欧拉角加速度阈值a_max选取方式为：

a_max与涡流测量零位做差的绝对值等于涡流测量的1/10。

进一步的，所述涡流测量零位标定收敛系数K_Damp取控制周期的1～20倍。

本发明所述在轨标定方法中，测量误差的标定步骤如下：

S1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为FiO_penLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，幅值均为A_sin，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，实时测量值保护阈值dLA_min，测量误差标定比例系数K_EddyScale，测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1，2，…，n_rod初值均为0；

S2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤S3，否则，所述方法结束；

S3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_openLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，并将求得的输出预定控制力Fi_openLoop(i)输出至对应的作动杆；

其中，按以下公式计算输出预定控制力Fi_openLoop(i)：

上式中：

表示本控制周期输出预定控制力不为0的作动杆编号；

S4、采集主动指向超静平台各作动杆的主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值dL_EddyB(i)，采用涡流测量零位的标定步骤得到各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)、备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，并计算各作动杆主备份测量实时误差e_EddyA(i)、e_EddyB(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

e_EddyB(i)＝dL_EddyB(i)-Bias_EddyB(i)

上式中：i＝1，2，…，n_rod，表示作动杆编号；

S5、判断|e_EddyA(i)|＞dLA_mi且|Fi_OpenLoop(i)＞Fi_min|时，更新测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1，2，...，n_rod，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤S2～步骤S5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤S2～步骤S5。

进一步的，步骤S5所述Calib_Eddy(i)，i＝1，2，...，n_rod的更新方法为：

上式中：Calib_Eddy(i)^-1为上一次求出的测量误差标定值。

进一步的，所述实时测量值保护阈值dLA_min取值不小于涡流总量程的1/30，各作动杆标定周期T_sin取值不小于控制周期Δt的1000倍，输出预定控制力幅值A_sin为作动杆实际最大输出力的1/5。

本发明所述在轨标定方法中，平台刚度的标定步骤如下：

T1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为Fi_OpenLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，幅值均为A_sm，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，刚度标定比例系数K_RodStif，平台刚度标定矩阵初值Calib_Flex；

T2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤T3，否则，所述方法结束；

T3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_openLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，并将求得的输出预定控制力Fi_openLoop(i)输出至对应的作动杆；

其中，按以下公式计算输出预定控制力Fi_openLoop(i)：

上式中：

表示本控制周期输出预定控制力不为0的作动杆编号；

T4、采集主动指向超静平台各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，采用涡流测量零位的标定步骤得到各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，并计算各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

上式中：i＝1，2，……，n_rod；

T5、当|Fi_openLoop(i)＞Fi_min|时，更新平台刚度标定矩阵Calib_Flex，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤T2～步骤T5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤T2～步骤T5。

进一步的，所述平台刚度标定矩阵Calib_Flex的初值定义为对角矩阵，Calib_Flex对角线上的初值取各作动杆的理论刚度力系数。

进一步的，所述平台刚度标定矩阵Calib_Flex的更新方法为：

上式中：Calib_Flex(：，i)^-1，i＝1，2，…，n_rod为上一次求出的平台刚度标定矩阵，e_EddyA(：)为由各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod构成的列向量。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明充分考虑了主动指向超静平台控制效果受运载随机振动、载荷分离应力释放等影响较大的结构特性，考虑未标定直接采用地面预装参数进行闭环可能导致控制精度较差甚至星上产品受损问题，针对在轨飞行实际工况和环境特性，提出了测量零位动态标定和测量误差标定、平台刚度标定方法，保证主动指向超静平台在轨正常运行；

(2)本发明提出的方法步骤清晰，便于设计人员与测试人员的操作与实施。无论载荷平台质量特性、主动指向超静平台各产品状态如何变化，提出的方法都具有较强的通用性，可为后续搭载主动指向超静平台型号的在轨标定提供参考。

附图说明

图1为本发明实施例测量零位动态标定方法流程图

图2为本发明实施例测量误差标定方法流程图

图3为本发明实施例平台刚度标定方法流程图

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。

如图1所示，为本发明实施例测量零位动态标定方法流程图，考虑到测量零位受温度影响实时变化，设计对涡流零偏标定采用动态实时标定方法。具体步骤如下：

步骤1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设定主动指向超静平台的三轴欧拉角加速度阈值a_max，设置主动指向超静平台的各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod的初始值均为0，各作动杆备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1，2，…，n_rod的初始值均为0，设置涡流测量零位标定系数K_EddyBias和涡流测量零位标定收敛系数K_Damp；本实施例中，n_rod＝6，取三轴欧拉角加速度阈值a_max为0.1°/s²，取涡流测量零位标定系数K_EddyBias为0.001，涡流测量零位标定收敛系数K_Damp为0.1。

步骤2、在每个主动指向超静平台的控制周期，判断主动指向超静平台的三轴实时欧拉角加速度与步骤1中设定的阈值α_max的大小关系，当三轴实时欧拉角加速度小于设定的阈值a_max时执行步骤3～步骤4，否则，进入下一个控制周期，重新进行步骤2的判断；

步骤3、对于主动指向超静平台的各作动杆，采集各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值dL_EddyB(i)；

步骤4、计算得到主动指向超静平台各作动杆新的主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod，新的备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1，2，…，n_rod：

Bias_EddyA(i)＝Bias_EddyA(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)^-1)×K_Damp

Bias_EddyB(i)_new＝Bias_EddyB(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyB(i)-Bias_EddyB(i)^-1)×K_Damp

上式中：Bias_EddyA(i)^-1、Bias_EddyB(i)^-1分别表示上一次的主份涡流测量零位标定值、上一次的备份涡流测量零位标定值。

如图2所示，为本发明实施例测量误差标定方法流程图，测量误差采用给主动指向超静平台各作动杆输出预定控制力，采集不同控制力下的测量数据对测量误差进行标定。标定方法具体步骤如下：

S1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为FiO_penLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，幅值均为A_sin，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，实时测量值保护阈值dLAmin，测量误差标定比例系数K_EddyScale，测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1，2，…，n_rod初值均为0。本实施例中，n_rod＝6，取各作动杆标定周期T_sin＝50.0s，输出预定控制力幅值A_sin＝20N，输出预定控制力频率f＝0.04Hz，杆输出力保护阈值Fi_min＝0.5N，实时测量值保护阈值dLA_min＝0.0001mm，测量误差标定比例系数K_EddyScale＝0.001。

S2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤S3，否则，所述方法结束。本实施例中，控制周期Δt取0.005_s。

S3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_OpenLoop(i)，并将求得的输出预定控制力Fi_openLoop(i)输出至对应的作动杆；

输出预定控制力Fi_openLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod计算方法如下：

上式中：

表示本控制周期输出预定控制力不为0的作动杆编号。

S4、采集主动指向超静平台各作动杆的主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值d_LEddyB(i)，并计算各作动杆主备份测量实时误差e_EddyA(i)、e_EddyB(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

e_EddyB(i)＝dL_EddyB(i)-Bias_EddyB(i)

上式中：Bias_EddyA(i)为各作动杆主份涡流测量零位标定值，Bias_EddyB(i)为各作动杆备份涡流测量零位标定值，i＝1，2，…，n_rod，表示作动杆编号；

S5、判断|e_EddyA(i)|＞dLA_mi且|Fi_OpenLoop(i)＞Fi_min|时，更新测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1，2，...，n_rod，，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤S2～步骤S5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤S2～步骤S5。

所述Calib_Eddy(i)，i＝1，2，...，n_rod的更新方法为：

上式中：Calib_Eddy(i)^-1为上一次求出的测量误差标定值。

如图3所示，为本发明实施例平台刚度标定方法流程图，平台刚度采用给主动指向超静平台各作动杆输出预定控制力，采集不同控制力下的测量数据对平台刚度进行标定。标定方法具体步骤如下：

T1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为FiO_penLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod，幅值均为A_sin，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，刚度标定比例系数K_RodStif，平台刚度标定矩阵初值Calib_Flex。本实施例中，n_rod＝6，取各作动杆标定周期T_sin＝50.0s，输出预定控制力幅值A_sin＝20N，输出预定控制力频率f＝0.04Hz，杆输出力保护阈值Fi_min＝16N，刚度标定比例系数K_RodStif＝0.001，平台刚度标定矩阵初值Calib_Flex＝diag(12000，12000，12000，12000，12000，12000)N/m。

T2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤3，否则，所述方法结束。本实施例中，控制周期Δt取0.005s。

T3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_openLoop(i)，并将求得的输出预定控制力Fi_openLoop(i)输出至对应的作动杆。

输出预定控制力Fi_openLoop(i)，i＝1，2，…，n_rod计算方法如下：

上式中：

表示本控制周期输出预定控制力不为0的作动杆编号。

T4、采集主动指向超静平台各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，并计算各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

上式中：Bias_EddyA(i)为主份涡流测量零位标定值，i＝1，2，……，n_rod。

T5、当|Fi_OpenLoop(i)＞Fi_min|时，更新平台刚度标定矩阵Calib_Flex，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤T2～步骤T5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤T2～步骤T5。

其中，所述平台刚度标定矩阵Calib_Flex的更新方法为：

上式中：Calib_Flex(：，i)^-1，i＝1，2，…，n_rod为上一次求出的平台刚度标定矩阵，e_EddyA(：)为由各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i)，i＝1，2，…，n_rod构成的列向量。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于包括涡流测量零位的标定步骤：

步骤1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设定主动指向超静平台的三轴欧拉角加速度阈值a_max，设置主动指向超静平台的各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1,2,…,n_rod的初始值均为0，各作动杆备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1,2,…,n_rod的初始值均为0，设置涡流测量零位标定系数K_EddyBias和涡流测量零位标定收敛系数K_Damp；

步骤2、在每个主动指向超静平台的控制周期，判断主动指向超静平台的三轴实时欧拉角加速度与步骤1中设定的阈值a_max的大小关系，当三轴实时欧拉角加速度小于设定的阈值a_max时执行步骤3～步骤4，否则，进入下一个控制周期，重新进行步骤2的判断；

步骤3、对于主动指向超静平台的各作动杆，采集各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值dL_EddyB(i)；

步骤4、计算得到主动指向超静平台各作动杆新的主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，i＝1,2,…,n_rod，新的备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，i＝1,2,…,n_rod：

Bias_EddyA(i)＝Bias_EddyA(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)^-1)×K_Damp

Bias_EddyB(i)_new＝Bias_EddyB(i)^-1+K_EddyBias×(dL_EddyB(i)-Bias_EddyB(i)^-1)×K_Damp

上式中：Bias_EddyA(i)^-1、Bias_EddyB(i)^-1分别表示上一次的主份涡流测量零位标定值、上一次的备份涡流测量零位标定值。

2.根据权利要求1所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，所述三轴欧拉角加速度阈值a_max选取方式为：

a_max与涡流测量零位做差的绝对值等于涡流测量的1/10。

3.根据权利要求1所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，所述涡流测量零位标定收敛系数K_Damp取控制周期的1～20倍。

4.根据权利要求1～3任一项所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，包括测量误差的标定步骤：

S1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为Fi_OpenLoop(i)，i＝1,2,…,n_rod，幅值均为A_sin，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，实时测量值保护阈值dLA_min，测量误差标定比例系数K_EddyScale，测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1,2,…,n_rod初值均为0；

S2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤S3，否则，所述方法结束；

S3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_OpenLoop(i),i＝1,2,…，n_rod，并将求得的输出预定控制力Fi_OpenLoop(i)输出至对应的作动杆；

S4、采集主动指向超静平台各作动杆的主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，各作动杆备份涡流实时测量值dL_EddyB(i)，采用权利要求1所述方法得到各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)、备份涡流测量零位标定值Bias_EddyB(i)，并计算各作动杆主备份测量实时误差e_EddyA(i)、e_EddyB(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

e_EddyB(i)＝dL_EddyB(i)-Bias_EddyB(i)

上式中：i＝1，2，…，n_rod，表示作动杆编号；

S5、判断|e_EddyA(i)|＞dLA_min且|Fi_OpenLoop(i)＞Fi_min|时，更新测量误差标定值Calib_Eddy(i)，i＝1,2,…,n_rod，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤S2～步骤S5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤S2～步骤S5。

5.根据权利要求4所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，步骤S5所述Calib_Eddy(i)，i＝1,2,…,n_rod的更新方法为：

上式中：Calib_Eddy(i)^-1为上一次求出的测量误差标定值。

6.根据权利要求4所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，所述实时测量值保护阈值dLA_min取值不小于涡流总量程的1/30，各作动杆标定周期T_sin取值不小于控制周期Δt的1000倍，输出预定控制力幅值A_sin为作动杆实际最大输出力的1/5。

7.根据权利要求1～3任一项所述的一种用于卫星主动指向超静平台的在轨标定方法，其特征在于，包括平台刚度的标定步骤：

T1、定义n_rod为主动指向超静平台作动杆个数，设置标定模式计时t_m初值为0，设置测量误差标定的各作动杆标定周期T_sin，各作动杆的输出预定控制力为Fi_OpenLoop(i)，i＝1,2,…,n_rod，幅值均为A_sin，频率均为f，杆输出力保护阈值Fi_min，刚度标定比例系数K_RodStif，平台刚度标定矩阵初值Calib_Flex；

T2、在进入标定模式内的主动指向超静平台每个控制周期Δt，判断t_m＜n_rod×T_sin是否满足，当t_m＜n_rod×T_sin时，执行步骤T3，否则，所述方法结束；

T3、计算本控制周期输出预定控制力Fi_OpenLoop(i),i＝1,2,…，n_rod，并将求得的输出预定控制力Fi_OpenLoop(i)输出至对应的作动杆；

T4、采集主动指向超静平台各作动杆主份涡流实时测量值dL_EddyA(i)，采用权利要求1所述方法得到各作动杆主份涡流测量零位标定值Bias_EddyA(i)，并计算各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i)如下：

e_EddyA(i)＝dL_EddyA(i)-Bias_EddyA(i)

上式中：i＝1，2，……，n_rod；

T5、当|Fi_OpenLoop(i)＞Fi_min|时，更新平台刚度标定矩阵Calib_Flex，将t_m加上Δt，更新标定模式计时t_m；然后重复进行步骤T2～步骤T5；否则，本控制周期直接结束，然后重复进行步骤T2～步骤T5。

8.根据权利要求4或7所述的一种用于卫星主动指向超静平台的平台刚度标定方法，其特征在于，所述输出预定控制力Fi_OpenLoop(i),i＝1,2,…，n_rod计算方法都如下式所述：

上式中：

表示本控制周期输出预定控制力不为0的作动杆编号。

9.根据权利要求7所述的一种用于卫星主动指向超静平台的平台刚度标定方法，其特征在于，所述平台刚度标定矩阵Calib_Flex的初值定义为对角矩阵，Calib_Flex对角线上的初值取各作动杆的理论刚度力系数。

10.根据权利要求7所述的一种用于卫星主动指向超静平台的平台刚度标定方法，其特征在于，所述平台刚度标定矩阵Calib_Flex的更新方法为：

上式中：Calib_Flex(:,i)^-1,i＝1,2,…,n_rod为上一次求出的平台刚度标定矩阵，e_EddyA(:)为由各作动杆主份涡流实时误差e_EddyA(i),i＝1,2,…,n_rod构成的列向量。

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