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技术方案

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。

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：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。本专利技术的技术解决方案是：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。本专利技术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]Tp2＝[-rPcos(θP/2),-rPsin(θP/2),H]Tp3＝[rPsin(30-θP/2),-rPcos(30-θP/2),H]Tp4＝[rPsin(30+θP/2),-rPcos(30+θP/2),H]Tp5＝[rPsin(30+θP/2),rPcos(30+θP/2),H]Tp6＝[rPsin(30-θP/2),rPcos(30-θP/2),H]Tb1＝[-rBcos(θB/2),rBsin(θB/2),0]Tb2＝[-rBcos(θB/2),-rBsin(θB/2),0]Tb3＝[rBsin(30-θB/2),-rBcos(30-θB/2),0]Tb4＝[rBsin(30+θB/2),-rBcos(30+θB/2),0]Tb5＝[rBsin(30+θB/2),rBcos(30+θB/2),0]Tb6＝[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，其计算公式本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统，其特征在于包括：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；/n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；/n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；/n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。/n...

【技术特征摘要】
1.一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统，其特征在于包括：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。


2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制全链路扰动传递验证系统，其特征在于：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。


3.一种基于权利要求1所述的航天器三超控制全链路扰动传递验证系统实现的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；
(10)建立光学系统数学模型；
(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。


4.根据权利要求3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。


5.根据权利要求3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。


6.根据权利要求3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＝[rB...

【专利技术属性】
技术研发人员：关新，汤亮，袁利，王有懿，姚宁，宗红，郭子熙，冯骁，郝仁剑，张科备，刘昊，龚立纲，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11