卫星复合编队方法技术

本发明专利技术公开了一种卫星复合编队方法，用于解决现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的技术问题。技术方案是在卫星本体与载荷之间设计分离式主动隔振与操控系统，卫星本体与载荷之间看作固定连接，采用常规编队方法对卫星群之间进行粗编队，针对主从式编队卫星姿轨控制问题，建立卫星的六自由度相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，保持编队卫星之间的相对运动。建立单个载荷的动力学模型，利用8个分离式电磁力作动器之间的配合使用生成三轴控制力和三轴控制力矩，对载荷进行六自由度精确控制，实现卫星载荷之间高精复合编队。

Satellite complex formation method

The invention discloses a satellite composite formation method, which is used to solve the technical problem of low control precision of the existing satellite autonomous formation flight control method. The technical scheme is the design of the separated active vibration isolation and control system between the satellite and the load, and the load between the satellite as a fixed connection, using the conventional method of satellite formation crude formation between groups, the formation flying satellite attitude and orbit control problem, the establishment of a satellite with six degrees of freedom model of relative motion, the relative attitude between the measurement and the relative position of the satellites, to adjust its attitude and orbit using micro thruster, keep the relative motion between the satellite. A dynamic model of single load is established. The three axis control force and three axis control torque are generated by the cooperation between 8 separated electromagnetic force actuators, and the load is accurately controlled by six degrees of freedom.

【技术实现步骤摘要】
卫星复合编队方法
本专利技术涉及一种卫星自主编队飞行控制方法，特别涉及一种卫星复合编队方法。
技术介绍
近年来随着卫星功能的日益复杂和天线、光学载荷口径的增加，研制成本和研制难度急剧增加，研制风险也越来越大，且单颗星的功能和性能指标有限，因此，采用小卫星编队飞行协同工作已成为一个重要研究方向，在电子侦查、定位成像、气象观测等方面的应用也越来越广泛。另一方面，编队飞行卫星超大口径观测任务和高分辨率执行任务对编队精度和稳定度的要求也越来越高。传统的卫星编队对各卫星的空间相对轨道姿态进行控制，卫星载荷与本体之间采用固定连接方式，并采用单级编队，很难实现微米级相对位移控制和微弧级相对姿态控制。文献“申请公布号是CN104142686A的中国专利技术专利”公开了一种卫星自主编队飞行控制方法。该方法采用喷气和动量轮分别对卫星的轨道和姿态进行调节，将卫星和载荷作为一个整体，采用单级编队方式，由于飞轮姿控、喷气轨控精度有限，同时卫星本体扰源多、微振动突出，编队精度有限，该编队方式只适合常规精度要求的场合，在分布式光学成像等相关应用中很难通过编队干涉成像，在高精度、高稳定度领域的应用受限。
技术实现思路
为了克服现有卫星自主编队飞行控制方法控制精度低的不足，本专利技术提供一种卫星复合编队方法。该方法在卫星本体与载荷之间设计分离式主动隔振与操控系统，卫星本体与载荷之间看作固定连接，采用常规编队方法对卫星群之间进行粗编队，针对主从式编队卫星姿轨控制问题，建立卫星的六自由度相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，保持编队卫星之间的相对运动。建立单个载荷的动力学模型，利用8个分离式电磁力作动器之间的配合使用生成三轴控制力和三轴控制力矩，对载荷进行六自由度精确控制，实现卫星载荷之间高精复合编队。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案：一种卫星复合编队方法，其特点是包括以下步骤：步骤一、卫星本体与载荷之间通过八个分离式电磁力作动器相连接。第一分离式电磁力10-第四分离式电磁力作动器13对称安装于卫星载荷的底平面，与卫星本体上平面相连，第一分离式电磁力10-第四分离式电磁力作动器13的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接。卫星载荷的左右边界分别设计第一安装基座8和第二安装基座9，第一安装基座8和第二安装基座9与卫星本体的上平面固连，用于安装第五分离式电磁力作动器14-第八分离式电磁力作动器17，第五分离式电磁力作动器14-第八分离式电磁力作动器17的安装关于yz平面和xz平面对称，第五分离式电磁力作动器14-第八分离式电磁力作动器17的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接。步骤二、在粗编队时，分离式电磁力作动器锁死或通过主动控制使各作动器支杆长度不变，卫星本体与载荷之间看做固定连接，以相对于中心卫星编队的主从式编队卫星姿轨控制问题，建立系统的相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，实现卫星的第一级粗编队控制。假设编队飞行各卫星在地球中心引力场中运动，且中心卫星为圆形轨道，不考虑轨道摄动因素的影响，采用Hill方程得到编队卫星的相对运动模型：其中，ω为参考卫星的平均轨道角速度，x,y,z分别为编队卫星在相对运动坐标系中的位置分量。根据上述运动模型对编队卫星相对于中心卫星的相对运动进行控制，实现卫星粗编队。步骤三、在卫星粗编队精度满足载荷工作域要求时，分离式电磁力作动器开始工作，分离式电磁力作动器解锁或不再通过控制保持各作动器支杆长度，卫星本体与载荷由连接状态转换为分离状态，隔离卫星本体微振动扰动的影响，实现载荷的超静超稳，为第二级高精度编队做准备。通过测量得到卫星粗编队后的相对运动偏差，将其传递给载荷进行补偿，载荷的高精编队通过分离式电磁力作动器实现，通过不同位置作动器之间的配合使用对载荷进行六自由度驱动。分离式电磁力作动器选用音圈作动器，音圈作动器通过在线圈中通入直流电流实现力的输出，通过作用在载荷不同位置的输出力，根据步骤一中作动器的结构布局方式，得到各个自由度的控制力和控制力矩。分离式音圈作动器输出力大小与电流的关系由下式给出F＝δBLi其中，δ为导体线圈中的感性系数，B表示均匀磁场强度，L为导体线圈的有效长度，i表示导体线圈中的电流。通过控制输入电流的大小和方向改变输出力的大小和方向。通过第一分离式电磁力10-第四分离式电磁力作动器13的配合使用，实现载荷绕x、y轴的转动和沿z方向的直线运动，通过第五分离式电磁力作动器14-第八分离式电磁力作动器17的配合使用，实现载荷绕z轴的转动和沿x、y方向的直线运动，从而对载荷进行六自由度高精度控制，实现高精复合编队。所述第一安装基座8和第二安装基座9是三棱柱型。本专利技术的有益效果是：该方法在卫星本体与载荷之间设计分离式主动隔振与操控系统，卫星本体与载荷之间看作固定连接，采用常规编队方法对卫星群之间进行粗编队，针对主从式编队卫星姿轨控制问题，建立卫星的六自由度相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，保持编队卫星之间的相对运动。建立单个载荷的动力学模型，利用8个分离式电磁力作动器之间的配合使用生成三轴控制力和三轴控制力矩，对载荷进行六自由度精确控制，实现卫星载荷之间高精复合编队。在卫星粗编队的基础上采用分离式电磁力作动器对待编队载荷主动控制进行二次编队，实现各卫星载荷之间的高精复合编队。在卫星本体和载荷之间设计分离式主动隔振与操控系统，并采用八个分离式电磁力作动器进行主动控制，分离式主动隔振与操控系统可全频带物理隔离卫星本体各种微振动对载荷的干扰，保证载荷的超静超稳状态。卫星复合编队中所设计载荷的分离式主动隔振与操控系统采用分离式电磁力作动器进行驱动，具有较高的控制精度，可以对载荷进行六自由度精准操控，在卫星粗编队的基础上对载荷进行二次编队，进一步提高编队精度。下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作详细说明。附图说明图1是本专利技术卫星复合编队方法的流程图。图2为本专利技术方法中复合编队系统示意图。图3为本专利技术方法中复合编队卫星分离式主动隔振与操控系统的轴测图。图4为本专利技术方法中复合编队卫星分离式主动隔振与操控系统的正视图。图5为本专利技术方法中复合编队卫星分离式主动隔振与操控系统的俯视图。图6为本专利技术方法中复合编队系统控制框图。图中，1-中心卫星载荷，2-中心卫星本体，3-第一卫星载荷，4-第一卫星本体，5-第二卫星载荷，6-第二卫星本体，7-分离式主动隔振与操控系统，8-第一安装基座，9-第二安装基座，10-第一分离式电磁力作动器，11-第二分离式电磁力作动器，12-第三分离式电磁力作动器，13-第四分离式电磁力作动器，14-第五分离式电磁力作动器，15-第六分离式电磁力作动器，16-第七分离式电磁力作动器，17-第八分离式电磁力作动器。具体实施方式参照图1-6。本专利技术卫星复合编队方法以两个卫星相对于中心卫星的编队飞行为例，卫星本体与载荷之间设计分离式主动隔振与操控系统7，通过第二分离式电磁力作动器11-第七分离式电磁力作动器17连接。具体步骤如下：步骤一、设计卫星本体与载荷之间的分离式主动隔振与操控系统，该系统由8个分离式电磁力作动器组成，通本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星复合编队方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、卫星本体与载荷之间通过八个分离式电磁力作动器相连接；第一分离式电磁力(10)‑第四分离式电磁力作动器(13)对称安装于卫星载荷的底平面，与卫星本体上平面相连，第一分离式电磁力(10)‑第四分离式电磁力作动器(13)的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接；卫星载荷的左右边界分别设计第一安装基座(8)和第二安装基座(9)，第一安装基座(8)和第二安装基座(9)与卫星本体的上平面固连，用于安装第五分离式电磁力作动器(14)‑第八分离式电磁力作动器(17)，第五分离式电磁力作动器(14)‑第八分离式电磁力作动器(17)的安装关于yz平面和xz平面对称，第五分离式电磁力作动器(14)‑第八分离式电磁力作动器(17)的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接；步骤二、在粗编队时，分离式电磁力作动器锁死或通过主动控制使各作动器支杆长度不变，卫星本体与载荷之间看做固定连接，以相对于中心卫星编队的主从式编队卫星姿轨控制问题，建立系统的相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，实现卫星的第一级粗编队控制；假设编队飞行各卫星在地球中心引力场中运动，且中心卫星为圆形轨道，不考虑轨道摄动因素的影响，采用Hill方程得到编队卫星的相对运动模型：...

【技术特征摘要】
1.一种卫星复合编队方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、卫星本体与载荷之间通过八个分离式电磁力作动器相连接；第一分离式电磁力(10)-第四分离式电磁力作动器(13)对称安装于卫星载荷的底平面，与卫星本体上平面相连，第一分离式电磁力(10)-第四分离式电磁力作动器(13)的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接；卫星载荷的左右边界分别设计第一安装基座(8)和第二安装基座(9)，第一安装基座(8)和第二安装基座(9)与卫星本体的上平面固连，用于安装第五分离式电磁力作动器(14)-第八分离式电磁力作动器(17)，第五分离式电磁力作动器(14)-第八分离式电磁力作动器(17)的安装关于yz平面和xz平面对称，第五分离式电磁力作动器(14)-第八分离式电磁力作动器(17)的两端分别通过螺栓与卫星载荷和卫星本体连接；步骤二、在粗编队时，分离式电磁力作动器锁死或通过主动控制使各作动器支杆长度不变，卫星本体与载荷之间看做固定连接，以相对于中心卫星编队的主从式编队卫星姿轨控制问题，建立系统的相对运动模型，通过测量编队卫星之间的相对姿态和相对位置，利用微推力器对其姿态和轨道进行调整，实现卫星的第一级粗编队控制；假设编队飞行各卫星在地球中心引力场中运动，且中心卫星为圆形轨道，不考虑轨道摄动因素的影响，采用Hill方程得到编队卫星的相对运动模型：

【专利技术属性】
技术研发人员：刘磊，李青，唐硕，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61