星上二维指向系统构型设计方法

摘要

本发明提供了一种星上二维指向系统构型设计方法，属于航空卫星技术领域。本发明的构型设计中，设置载荷的质心与转动轴的交点重合，去除载荷和卫星本体连接关节处的驱动电机，使得载荷与卫星本体由自由关节连接，在载荷上安装控制力矩陀螺群，以提供指向控制需要的力矩。本发明的构型设计方法能够降低载荷对卫星本体的扰动，提高卫星本体姿态的稳定度和稳态精度，极大地降低在载荷高速回扫时完成卫星本体姿态稳定所消耗的能量。

权利要求

1.一种星上二维指向系统构型设计方法，其特征在于，基于卫星平台和载荷构成的构型，其中载荷通过转动轴安装在卫星平台上，方位轴和俯仰轴连接关节处设置有电机，分别用来驱动中间连接体和载荷，方位轴的关节电机安装在卫星本体上，俯仰轴的关节电机安装在中间连接体上；中间连接体是连接卫星本体和载荷的部分；载荷上安装有跟踪器；卫星平台上安装有控制力矩陀螺群；关节电机用于提供控制力矩，完成指向任务；

所述的星上二维指向系统构型设计方法包括如下方面：

第一步：设置载荷的质心与转动轴的交点重合；

第二步：去除安装在卫星本体和中间连接体上的驱动电机，使得载荷与卫星本体由自由关节连接；

第三步：在载荷上安装一组控制力矩陀螺群，以提供指向控制需要的力矩。

说明书

星上二维指向系统构型设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空卫星技术领域，具体涉及一种卫星上使用的二维指向系统的构型设计。

背景技术

[0002] 随着航天事业的高速发展，航天应用也愈加广泛和深入。复杂的实际应用不仅要求卫星平台姿态稳定，还要求平台上安装具有指向功能的载荷(如相机、天线等)，以完成实际任务。如跟踪与数据中继卫星，实际任务要求其上安装的单址天线精确指向和跟踪用户星，同时要求卫星平台保持姿态稳定；导弹防御预警系统则要求星上指向跟踪载荷(如红外相机)具有高速的回转、回扫以及跟踪功能，同时要求卫星平台姿态稳定。

[0003] 星上的指向载荷与卫星本体构成了复杂的多体系统。卫星的首要任务需要维持姿态的稳定，同时载荷需指向目标。载荷在完成指向任务过程中，会对卫星本体产生反作用力矩，进而降低平台的稳定度。如何降低载荷对卫星本体的扰动是当前研究的热点问题。

[0004] 目前星上指向系统大多采用框架系统，由电机输出力矩，完成载荷的指向控制。这样设计的主要问题是，电机作用在载荷上的力矩直接产生了作用在本体上的反作用力矩，这对本体的姿态稳定很不利。当前的研究重点在于如何设计复合控制器，使得载荷的角动量可以及时得到补偿，以提高本体姿态的稳态精度。然而，虽然本体的姿态控制精度提高了，但是控制能量问题始终没有得到解决。其根本原因在于，电机提供的作用力矩在卫星本体上产生了反作用力矩，本体上的指向机构还将对该力矩进行补偿，以维持本体的姿态稳定。尤其是在载荷具有长时期快速回扫任务时，系统的整体能耗问题更为严重。

发明内容

[0005] 本发明针对具有指向任务载荷的航天器多体系统，存在的卫星本体整体能量损耗严重的问题，提供了一种星上二维指向系统构型设计方法，旨在为国内现今的和将来的星上指向系统设计提供技术支持，以期降低载荷运动时对卫星本体的扰动，同时降低整个系统的能耗。

[0006] 本发明的星上二维指向系统构型设计方法包括以下几个方面：

[0007] 第一步：设置载荷的质心与转动轴的交点重合，即将载荷通过质心安装在卫星本体上；

[0008] 第二步：去除安装在卫星本体和中间连接体上的驱动电机，使得载荷与卫星本体由自由关节连接；

[0009] 第三步：在载荷上安装一组控制力矩陀螺群(CMGs)，以提供指向控制需要的力矩。

[0010] 本发明方法设计的新构型通过取消传统的电机驱动，采用了无反作用力矩驱动的概念，通过在载荷上安装角动量交换装置(CMGs)，很好地降低了多体系统之间的动力学耦合程度。新构型使得载荷对本体的扰动幅值大幅降低，提高了本体维持平台姿态稳定的稳态精度和稳定度，同时降低了完成指向跟踪和平台姿态稳定任务的能耗。

附图说明

[0011] 图1为传统构型下卫星平台和载荷构成的整体构型图；

[0012] 图2为采用本发明方法的卫星平台和载荷构成的整体构型图；

[0013] 图3为载荷完成相同指向任务且卫星本体不受控时的姿态偏差结果对比图；

[0014] 图4为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下本体的姿态偏差对比图；

[0015] 图5为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下本体的姿态稳定度对比图；

[0016] 图6为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下本体的控制力矩幅值对比图。

具体实施方式

[0017] 下面结合附图，详细说明本发明的优势。为将优势显示化，下面结合某一个航天器两体系统的控制仿真结果对本发明方案作具体的说明。

[0018] 如图1所示，为卫星平台和载荷构成的传统构型，其中载荷2通过转动轴3安装在卫星平台1上，方位轴和俯仰轴连接关节处设置有电机4，分别用来驱动中间连接体和载荷，方位轴的关节电机4安装在卫星本体1上，俯仰轴的关节电机4安装在中间连接体上。中间连接体是连接卫星本体1和载荷2的部分。载荷2上安装有跟踪器。卫星平台1上安装有控制力矩陀螺群(CMGs)。关节电机4用于提供控制力矩，完成指向任务。传统构型中，由关节电机4输出指向控制力矩，这使得在载荷2持续快速回扫过程中，卫星本体1受到强烈的扰动，这对卫星本体1维持姿态稳定非常不利；卫星本体1上的执行机构需要不断输出补偿力矩，以维持姿态稳定，且姿态精度和稳定度也大大降低。

[0019] 采用本发明提供的构型设计方法，得到如图2所示的构型。其中，设置载荷2的质心与转动轴3的交点重合，即将载荷2通过质心安装在卫星本体1上。去除用于输出指向控制力矩的驱动电机，即去除图1中安装在卫星本体1上和中间连接体上的关节电机4，但保留原有的连接关节结构，使得载荷1与卫星本体1由自由关节5连接，保留关节自由度。在载荷2上安装一组控制力矩陀螺群(CMGs)，以驱动和控制载荷2相对于卫星本体1的姿态，进而指向跟踪特定目标。如图2所示，在本体和载荷上分别装有一套控制力矩陀螺群(CMGs)，以提供作用力矩完成指向任务。本发明采用了无反作用力矩驱动的概念，通过在载荷2上安装角动量交换装置(CMGs)，很好地降低了多体系统之间的动力学耦合程度。

[0020] 通过Kane方程建立两体航天器的动力学模型，同时采用滑模控制的方法，分别对卫星本体和载荷设计控制器，且相互之间的耦合作用视为来至外界的干扰。

[0021] 情形1：

[0022] 模拟一颗低轨道卫星，以此作为载荷光轴的指向目标。卫星本体上的控制力矩陀螺群完全不输出力矩，但是载荷上的执行机构仍正常工作，以保证载荷始终指向低轨道卫星。由于航天器本体受到载荷的耦合力矩作用，其姿态必定会发生翻转。由于载荷在惯性系中的指向运动是相同的，所以在此基础上对比本体姿态的翻转程度可以达到判断动力学耦合程度大小的目标。

[0023] 图3至图5中，四元数矢部q的模值表征卫星本体姿态偏差度量。

[0024] 如图3所示，为载荷完成相同指向任务且卫星本体不受控时的姿态偏差结果对比图，从图中200秒时间段内卫星本体姿态偏差度量可知，传统构型是本发明新构型的3倍左右，结果如表1所示。显然，这说明本发明新构型下载荷快速转动对本体的姿态影响要比传统构型小很多。

[0025] 表1所示传统构型和本发明新构型下的卫星本体姿态偏差度量

[0026]传统构型 新构型
姿态偏差度量 0.042 0.015

[0027] 情形2：

[0028] 假定载荷工作在快速回扫阶段，相当于在惯性空间作圆锥摆指向运动，扫描周期设定为5秒。同时卫星本体达到姿态稳定。

[0029] 同时假定星上本体的执行机构和载荷的执行机构正常工作，能够准确输出控制器的指令力矩。

[0030] 如图1所示，传统构型下，载荷的指向控制力矩来至于关节处的电机，载荷受到的作用力矩必然会产生等大反向的反作用力矩，该反作用力矩作用于卫星本体，进而对卫星本体的姿态稳定产生强烈的持续的扰动。卫星本体的姿态稳定控制器为了维持本体姿态稳定，将产生控制指令，以抵消或部分抵消外干扰，该控制力矩由卫星本体上安装的指向机构执行。

[0031] 然而，如图2所示，在本发明的新构型下，载荷的指向运动控制力矩来至于安装在载荷上的控制力矩陀螺群，转动轴处是自由关节。载荷的快速回扫对卫星本体的影响将很大程度降低，所以卫星本体为维持姿态稳定消耗的能量也将大幅降低。

[0032] 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下卫星本体的姿态偏差对比如图4所示，从图中可以看出，本发明的新构型下卫星本体的稳态精度约为0.1度，而传统构型下约为0.3度，稳态精度大有提高。

[0033] 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下卫星本体的姿态稳定度如图5所示，从图中可以看出，本发明的新构型下卫星本体的姿态稳定度约为0.02度每秒，而传统构型下约为0.4度每秒，姿态稳定度大幅提高。

[0034] 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务，在相同的控制器下卫星本体的控制力矩幅值如图6所示，从图中可以看出，本发明的新构型下卫星本体的控制力矩幅值约为0.02牛米，而传统构型下约为5牛米，控制力矩幅值大幅降低。

[0035] 在相同的系统运动状态下，对比所消耗的控制量，如表2所示。

[0036] 表2相同系统运动状态下本发明新构型和传统构型的控制能耗对比[0037]传统构型 新构型
卫星本体控制能耗 14054 52.4590
载荷控制能耗 27218 27172
总控制能耗 41272 27224

[0038] 由此可见，无论是新构型还是传统构型，载荷的控制能耗是相同的，然而卫星本体的控制能耗则差距甚远，说明本发明的新构型下卫星本体受到的扰动大幅降低，进一步很大程度上证明了新构型的优越性，即降低动力学耦合程度。新构型下完成相同的运动控制消耗的控制量总量仅为传统构型的65.96％，节省能耗34.04％。这种能耗的优势在研发长寿命卫星时将具有更大的意义。