[发明专利]双超卫星八杆六自由度卫星平台解耦控制方法

摘要

双超卫星八杆六自由度卫星平台解耦控制方法。本发明涉及一种双超卫星八杆六自由度卫星平台，包括载荷舱、平台舱和悬浮装置，所述悬浮装置设置于载荷舱与平台舱之间，所述载荷舱与平台舱通过悬浮装置非接触设置。同时提供了上述双超卫星八杆六自由度卫星平台的解耦控制方法。本发明安装简单，八个磁浮机构对称安装即可；简单易行，通过合理配置磁浮机构数量和布局，以及实时动态分配力的输出有无、大小和方向就可实现测量、控制解耦；该解耦控制方法可完全通过算法实现；八个磁浮机构的冗余设计，高可靠。

主权项

一种双超卫星八杆六自由度卫星平台的解耦控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(a)建立载荷舱姿态动力学方程：其中，Fi为磁浮机构产生的姿控力，Td1为外界长周期干扰，能够通过磁浮机构的作用消除；Ip为载荷舱的惯量矩阵，为载荷舱角加速度，ωp为载荷舱角速度，li为每个磁浮机构的力臂；(b)建立平台舱姿态动力学方程为：式中，Is为平台舱惯量矩阵，ω为平台舱角速度，Caf1为+Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数阵，Caf2为‑Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数阵，qf1为+Y方向太阳帆板模态坐标，qf2为‑Y方向太阳帆板模态坐标，Tc为飞轮控制力矩，Td2为帆板转动干扰力矩，Λf为太阳帆板模态频率对角阵，ζf为太阳帆板模态阻尼系数；为平台舱角加速度，为+Y方向太阳帆板模态坐标的二阶导数，为‑Y方向太阳帆板模态坐标的二阶导数，为+Y方向太阳帆板模态坐标的一阶导数，为‑Y方向太阳帆板模态坐标的一阶导数，l′i为每个磁浮机构的力臂，为+Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数阵的转置，为‑Y方向太阳帆板振动对卫星中心体转动的耦合系数阵的转置；(c)建立载荷舱位置控制方程：式中，Mp为载荷舱质量，ap为载荷舱加速度；(d)载荷舱沿x方向平动时，磁浮机构B2、B4产生的相对位置控制力分别为ΔFx； 沿Y方向平动时，磁浮机构B1、B3产生的相对位置控制力分别为ΔFy；沿z方向平动时，磁浮机构A1、A2、A3、A4产生的相对位置控制力分别为ΔFz；同理，磁浮机构A1、A2、A3、A4、B1、B2、B3、B4使载荷舱旋转时产生的姿控力分别为FA1，FA2，FA3，FA4，FB1，FB2，FB3，FB4；沿x方向的平动控制力Fsx为：Fsx＝FB2+ΔFx+FB4+ΔFx＝FB2+FB4+2ΔFx；此时对于平动控制力Fsx的约束条件为：由磁浮机构A1、A2、A3、A4产生一个绕y轴的力矩，抵消由ΔFx产生的力矩；沿Y方向的平动控制力Fsy为：Fsy＝FB1+ΔFy+FB3+ΔFy＝FB1+FB3+2ΔFy；此时对平动控制力Fsy的约束条件为：由磁浮机构A1、A2、A3、A4产生一个绕x轴的力矩，抵消由ΔFy产生的力矩；沿z方向的平动控制力Fsz为：Fsz＝FA1+ΔFz+FA2+ΔFz+FA3+ΔFz+FA4+ΔFz＝FA1+FA2+FA3+FA4+4ΔFz；通过使FB2＝‑FB4，FB1＝‑FB3，FA1+FA2+FA3+FA4＝0，确保姿控力对载荷舱的平移没有任何影响；绕x方向的转动控制力Trx为：式中，l1为磁浮机构安装面的长度；绕y方向的转动控制力Try为：式中，l3为磁浮机构安装面的宽度；绕z方向的转动控制力Trz为：通过使FB2＝‑FB4，FB1＝‑FB3，FA1+FA2+FA3+FA4＝0，使载荷舱的姿态与载荷舱和平台舱相对位置控制力完全解耦；此时载荷舱的动力学方程为：式中：Ipx、Ipy、Ipz分别为载荷舱绕x、y、z轴的转动惯量，分别为载荷舱绕x、y、z轴的角加速度，ωpx、ωpy、ωpz分别为载荷舱绕x、y、z轴的角速度，l1、l3、l2分别为磁浮机构安装面的长、宽、上下安装面的距离，Fx、Fy、Fz分别为单个磁浮机构在x、y、z方向的作用力，分别为载荷舱沿x、y、z轴的加速度；所述双超卫星八杆六自由度卫星平台，包括载荷舱、平台舱和悬浮装置，所述悬浮装置设置于载荷舱与平台舱之间，所述载荷舱与平台舱通过悬浮装置非接触设置；所述悬浮装置包括八个磁浮机构，分别为磁浮机构A1、A2、A3、A4、B1、B2、B3、B4，八个磁浮机构A1、A2、A3、A4、B1、B2、B3、B4对称布局在平台舱上，其中，磁浮机构A1、A2、A3、A4位于平台舱的四个边角位置，且方向沿Z轴方向；磁浮机构B1、B2、B3、B4位于卫星平台平台舱的四边中点位置，其中，磁浮机构B1、B3方向沿Y轴方向，磁浮机构B2、B4方向沿X轴方向。