[發明專利]一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法

有效

• 申請號: 201710118415.2
• 申請日: 2017-03-01
• 公開（公告）號: CN106915476B
• 公開（公告）日: 2019-02-15
• 發明（設計）人: 劉磊;熊敏;唐碩
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24;B64G1/36;G05D1/08
• 代理公司: 北京世譽鑫誠專利代理事務所(普通合伙) 11368
• 代理人: 魏秀枝

1.一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，包括如下步驟：

S1將衛星-載荷連接體與衛星本體固連，若干分離式電磁音圈作動器磁鐵部分固定在衛星載荷上，線圈部分與衛星-載荷連接體固定連接；在衛星載荷上安裝用于測量載荷的實際姿態角的星敏感器；在衛星載荷上部安裝鏡筒，用于遮光、固定和支撐相機鏡頭；

S2對衛星本體和衛星載荷分別進行動力學建模，得到衛星載荷的姿態角和衛星本體對衛星載荷的控制力矩的關系；

S3線圈通電，通過控制電流的大小，分離式電磁音圈作動器產生輸出力，合成控制力矩，用于控制姿態角運動；

S4根據該分離式電磁音圈作動器的工作原理及其動力學模型設計控制方法，得到系統的控制算法框圖，實現對衛星載荷的超靜指向操控；

S5利用星敏感器測量姿態角，與期望的姿態角參考值比較，并將參考角位置與實際角位置的差值作為控制輸入，進行補償，當實際姿態角達到期望姿態角時，控制完成。

2.根據權利要求1所述的一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，所述步驟S1中，共采用八個分離式電磁音圈作動器，其中四個電磁音圈作動器沿衛星載荷軸線在載荷底部四個角處對稱分布，另外四個作動器在衛星載荷側面的中間位置處，沿載荷軸線以90°夾角安裝。

3.根據權利要求1所述的一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，所述衛星-載荷連接體為U型結構，衛星載荷和電磁音圈作動器置于衛星-載荷連接體之上。

4.根據權利要求1所述的一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，所述分離式電磁音圈作動器磁鐵部分用螺栓安裝在衛星載荷上，線圈部分與衛星-載荷連接體用螺栓連接；衛星載荷上的鏡筒采用螺栓連接。

5.根據權利要求2所述的一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，所述步驟S2中，對衛星本體和衛星載荷分別進行動力學建模前，首先建立衛星載荷的參考坐標系用于對光軸的指向進行操控，八個作動器分為兩組，底部安裝的四個作動器控制載荷繞x軸和y軸的轉動，側面安裝的四個作動器控制載荷繞z軸的轉動。

6.根據權利要求5所述的一種分離式電磁力耦合衛星載荷指向操控方法，其特征在于，所述步驟S2中，對衛星本體進行動力學建模時，將其看作剛體，參考坐標系為Ox_ry_rz_r，不考慮環境因素的影響，模型如下：

其中，為衛星本體執行機構產生的控制力矩，為載荷對衛星本體的反作用力矩，I_x,I_y,I_z為衛星本體的慣量矩，ψ,θ,分別為衛星的偏航、俯仰和滾動角，ω_x,ω_y,ω_z為衛星繞參考坐標系的轉動角速度；

為使衛星本體保持穩定，即ω_x,ω_y,ω_z＝0,ψ,θ,衛星本體的執行機構來補償載荷對本體的影響，采用如公式(2)所示的控制律對衛星本體進行穩定控制：

則衛星本體的動力學方程為：

從該方程中可看出，衛星本體三通道姿態控制完全解耦，選取合適的微分參數和比例參數可使衛星本體保持穩定。