一种航天器两级姿态控制模拟系统技术方案

一种航天器两级姿态控制模拟系统，用于验证航天器“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。验证系统包括：星体、载荷模拟器、主动指向平台、星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路；星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路均包括：控制单元、执行机构、测量单元；星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路通过平台连接；主动指向平台为载荷模拟器二级控制回路提供主动控制力；载荷模拟器通过主动指向平台将主动控制力的反作用力传递给星体一级控制回路。本发明专利技术构建的航天器两级姿态控制模拟系统可验证三超平台航天器多级复合控制技术以及控制性能指标。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器两级姿态控制模拟系统
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器两级姿态控制模拟系统。
技术介绍
现有航天姿态控制模拟系统多为星体一级姿态控制，无法实现载荷二级控制，星体与载荷之间固连，载荷的姿态跟随星体姿态的调整而调整，而星体执行机构为控制力矩陀螺，控制力矩陀螺输出的姿态控制力矩精度低、扰动力矩大，导致星体姿态与目标姿态之间的姿态误差大。现有技术的单级航天器地面全物理模拟系统，存在以下不足：1、无法实现载荷的超高精度指向与超高稳定度控制目前，航天器地面全物理试验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，直接影响载荷的工作性能，无法实现载荷超高精度指向和超高稳定度控制性能。2、无法实现载荷重力卸载及载荷二级控制三超平台的载荷和星体采用主动指向超静平台连接。由于地面重力干扰因素的存在，需要进行载荷零刚度重力卸载，从而为载荷二级控制提供良好的控制环境。而传统的航天器地面全物理模拟系统中，无法实现载荷重力卸载，同时也无法实现载荷二级控制，难以提高载荷控制性能指标。
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，提出了一种航天器两级姿态控制模拟系统，解决了现有技术中航天器载荷无法实现高精度、高稳定度控制的问题。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器两级姿态控制模拟系统，包括：星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路、主动指向平台、星体、载荷模拟器；主动指向平台固定在星体上，载荷模拟器固定在主动指向平台上；主动指向平台包括3个作动器组，每个作动器组包括2个作动器。星体一级控制回路：判断星体姿态与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，根据姿态误差计算星体的控制力矩，缩小星体与目标姿态之间的姿态误差；当姿态误差小于临界值时，控制星体维持姿态不变；所述临界值为作动器的最大控制角度。载荷模拟器二级控制回路：判断载荷模拟器与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，通过主动指向平台控制载荷模拟器与星体之间的相对姿态保持不变；当姿态误差小于临界值时，根据姿态误差计算载荷模拟器的控制力矩，根据载荷模拟器的控制力矩控制主动指向平台缩小载荷模拟器与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差。所述星体一级控制回路包括均固定在星体上的星体控制单元、星体执行机构、星体测量单元；星体测量单元：测量星体角速度和星体姿态并反馈给星体控制单元；星体控制单元：根据载荷模拟器的目标姿态，星体测量单元发送的星体角速度和星体姿态确定星体姿态与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差，并根据姿态误差计算星体的控制力矩；星体执行机构：包括多个控制力矩陀螺，根据星体控制单元计算的星体控制力矩调节星体姿态。所述星体测量单元包括：3M个光纤陀螺，M为大于3的正整数，且至少有3个光纤陀螺的测量方向两两正交。所述控制力矩陀螺的数量为4，控制力矩陀螺的低速框架转轴呈标准金字塔构型，每个控制力矩陀螺的低速框架转轴与金字塔构型的两棱边中心线垂直。所述载荷模拟器二级控制回路包括：载荷控制单元、载荷执行机构、载荷测量单元、载荷重力卸载装置；载荷测量单元：测量载荷模拟器角速度和载荷模拟器姿态并反馈给载荷控制单元；载荷控制单元：根据载荷模拟器角速度和载荷模拟器姿态确定载荷模拟器姿态与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差，并计算载荷模拟器的控制力矩；根据载荷模拟器的控制力矩控制主动指向平台缩小载荷模拟器与目标姿态之间的姿态误差；载荷重力卸载装置：安装在星体上，顶部吊装载荷模拟器，卸载载荷模拟器的重力；载荷执行机构：通过主动指向平台的作动器提供的主动控制力调整载荷模拟器的姿态；载荷控制单元：安装在载荷模拟器上用于控制载荷模拟器的姿态；载荷测量单元：固定在载荷模拟器上用于测量载荷模拟器的角速度和载荷模拟器姿态。所述作动器包括：柔性铰、电机定子；6个作动器柔性铰一端均固定在载荷模拟器的安装点pi上，i＝1,2,…,6，六个载荷模拟器的安装点pi共面；6个作动器电机定子一端均固定在星体的安装点bi上，六个星体的安装点bi共面。所述载荷模拟器二级控制回路的载荷重力卸载装置包括：弹簧、支撑结构；支撑结构包括一个端面上有多个支撑杆的平板，多个支撑杆构成锥形结构，支撑杆的另一端固定在星体上；平板结构固定弹簧的一端，弹簧的另一端吊装载荷模拟器。载荷模拟器二级控制回路的测量单元包括：两个自准直仪、立方镜、惯性敏感器；立方镜安装在载荷模拟器外壳上，两个自准直仪的光轴指向立方镜的两个相邻的端面，惯性敏感器安装在载荷模拟器上，用于测量星载荷模拟器的角速度。本专利技术与现有技术相比的有益效果在于：1)本专利技术的星体一级姿态控制回路和载荷二级姿态控制回路通过主动指向平台作动器连接，主动指向平台的作动器主动控制载荷模拟器的姿态，缩小载荷模拟器的姿态与目标姿态之间的姿态误差，提高模拟系统的控制精度。2)本专利技术模拟系统的载荷模拟器具有独立的重力卸载装置，可实现载荷零刚度悬吊，解决了星体和载荷两级系统的重力卸载问题，满足在轨时的微重力环境条件，提高了模拟系统模拟在轨运行环境的真实性。3)本专利技术的执行机构包括控制力矩陀螺和作动器，作动器的控制力矩精度优于控制力矩陀螺输出的控制力矩精度，当星体姿态与目标姿态之间的姿态误差大于或等于临界值时，使用控制力矩陀螺调整星体和载荷模拟器的姿态；当星体姿态与目标姿态之间的姿态误差小于临界值时，使用精度较高的作动器独立控制载荷模拟器，缩小载荷模拟器与目标姿态之间的姿态误差。附图说明图1为本专利技术的系统框图；图2为本专利技术平台构型图；图3为载荷测微敏感器安装构型图；图4为载荷和星体稳定指向测试图；图5为载荷和星体敏捷机动指向测试图。具体实施方式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”、“超敏捷控制”控制。三超平台正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。新兴的三超平台航天器由星体、载荷两级系统组成，星体和载荷通过柔性主动指向超静平台相连。三超平台的相关控制性能指标在型号应用之前必须经过地面严格的全物理试验的考核。针对大型载荷，怎样构建三超平台全物理仿真试验系统是工程师首要解决的问题。与传统的单级航天器不同，三超平台航天器具有星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路。三超平台相关控制技术地面全物理试验系统与单级航天器地面全物理试验系统设计方法截然不同。如图1所示，本专利技术的两级姿态控制模拟系统包括：星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路、主动指向平台、星体、载荷模拟器；主动指向平台固定在星体上，载荷模拟器固定在主动指向平台上；主动指向平台包括3个作动器组，每个作动器组包括2个作动器。星体一级控制回路：判断星体姿态与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，根据姿态误差计算星体的控制力矩，缩小星体与目标姿态之间的姿态误差；当姿态误差小于临界值时，控制星体维持姿态不变；载荷模拟器二级控制回路：判断载荷模拟器与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，通过主动指向平台控制载荷模拟器与星体之间的相对姿态保持不变；当姿态误差小本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器两级姿态控制模拟系统，其特征在于，包括：星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路、主动指向平台、星体、载荷模拟器；主动指向平台固定在星体上，载荷模拟器固定在主动指向平台上；星体一级控制回路：判断星体姿态与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，根据姿态误差计算星体的控制力矩，缩小星体与目标姿态之间的姿态误差；当姿态误差小于临界值时，控制星体维持姿态不变；载荷模拟器二级控制回路：判断载荷模拟器与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，通过主动指向平台控制载荷模拟器与星体之间的相对姿态保持不变；当姿态误差小于临界值时，根据姿态误差计算载荷模拟器的控制力矩，根据载荷模拟器的控制力矩控制主动指向平台缩小载荷模拟器与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差。

【技术特征摘要】
1.一种航天器两级姿态控制模拟系统，其特征在于，包括：星体一级控制回路和载荷模拟器二级控制回路、主动指向平台、星体、载荷模拟器；主动指向平台固定在星体上，载荷模拟器固定在主动指向平台上；星体一级控制回路：判断星体姿态与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，根据姿态误差计算星体的控制力矩，缩小星体与目标姿态之间的姿态误差；当姿态误差小于临界值时，控制星体维持姿态不变；载荷模拟器二级控制回路：判断载荷模拟器与载荷模拟器的目标姿态之间的姿态误差，当姿态误差大于或等于临界值时，通过主动指向平台控制载荷模拟器与星体之间的相对姿态保持不变；当姿态误差小于临界值时，根据姿态误差计算载荷模拟器的控制力矩，根据载荷模拟器的控制力矩控制主动指向平台缩小载荷模拟器与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差。2.根据权利要求1所述的一种模拟系统，其特征在于：所述星体一级控制回路包括均固定在星体上的星体控制单元、星体执行机构、星体测量单元；星体测量单元：测量星体角速度和星体姿态并反馈给星体控制单元；星体控制单元：根据载荷模拟器的目标姿态，星体测量单元发送的星体角速度和星体姿态确定星体姿态与载荷模拟器目标姿态之间的姿态误差，并根据姿态误差计算星体的控制力矩；星体执行机构：包括多个控制力矩陀螺，根据星体控制单元计算的星体控制力矩调节星体姿态。3.根据权利要求2所述的一种模拟系统，其特征在于，所述星体测量单元包括：3M个光纤陀螺，M为大于3的正整数，且至少有3个光纤陀螺的测量方向两两正交。4.根据权利要求2所述的一种模拟系统，其特征在于，所述主动指向平台包括3个作动器组，每个作动器组包括2个作动器。5.根据权利要求2所述的一种模拟系统，其特征在于：所述控制力矩陀螺的数量为4，控制力矩陀螺的低速框架转轴呈标准金字塔构型，每个控制力矩陀螺的低速框架转轴与金字塔构型的两棱边中心线垂直...

【专利技术属性】
技术研发人员：汤亮，关新，王有懿，张科备，雷拥军，牟小刚，郝永波，何海锋，张勇智，郝仁剑，齐田雨，
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