本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星自主編隊(duì)飛行控制方法，特別涉及一種衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)方法。

背景技術(shù)：

衛(wèi)星載荷的編隊(duì)技術(shù)是不同于傳統(tǒng)衛(wèi)星編隊(duì)的一項(xiàng)新興技術(shù)，是指在同一顆衛(wèi)星不同位置處布置分布式載荷，并對(duì)這些載荷進(jìn)行編隊(duì)，使其相對(duì)于某一主載荷保持高精度相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)，以共同完成某些任務(wù)。分布式光學(xué)成像等大口徑光學(xué)應(yīng)用系統(tǒng)對(duì)衛(wèi)星載荷編隊(duì)技術(shù)提出了高精度、高穩(wěn)定度、超靜力學(xué)環(huán)境等的要求。

傳統(tǒng)的衛(wèi)星編隊(duì)技術(shù)，即對(duì)不同的衛(wèi)星進(jìn)行編隊(duì)，一般使用線性化之后的c-w方程來描述兩顆衛(wèi)星之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)；進(jìn)行編隊(duì)控制時(shí)，也采用c-w方程來計(jì)算控制量。軌控時(shí)，采用軌控推力器；姿控時(shí)，采用動(dòng)量輪或姿控推力器兩種方式。

文獻(xiàn)“申請(qǐng)公布號(hào)是cn104142686a的中國發(fā)明專利”公開了一種衛(wèi)星自主編隊(duì)飛行控制方法。該方法通過軌控使用多次小脈沖噴氣、姿控使用動(dòng)量輪的方式，用于衛(wèi)星的編隊(duì)控制，減少了姿態(tài)噴氣控制對(duì)軌道的影響，提高了軌道控制執(zhí)行精度。該專利中，用噴氣推力器提供脈沖力矩，需要消耗大量工質(zhì)，影響航天器壽命，且容易引起微振動(dòng)，降低光學(xué)部件工作性能；動(dòng)量輪會(huì)存在速度飽和，此后動(dòng)量輪就不再吸收航天器的多余動(dòng)量矩，需要進(jìn)行卸載。此外，空間環(huán)境對(duì)常規(guī)編隊(duì)衛(wèi)星影響大，特別是對(duì)于低軌衛(wèi)星，編隊(duì)受到的環(huán)境干擾較復(fù)雜，常規(guī)編隊(duì)難度大。總體而言，衛(wèi)星編隊(duì)技術(shù)的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)的控制精度較低，不適用于分布式光學(xué)成像這種高精度共相位控制要求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有衛(wèi)星自主編隊(duì)飛行控制方法控制精度低的不足，本發(fā)明提供一種衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)方法。該方法根據(jù)任務(wù)需求不同，在同一顆衛(wèi)星的不同位置處布置分布式載荷，載荷編隊(duì)由一個(gè)主載荷和若干個(gè)從載荷組成，編隊(duì)中所有載荷協(xié)同工作，完成給定任務(wù)。采用分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)將衛(wèi)星本體與載荷相連接，分離式電磁音圈作動(dòng)器代替可伸縮支腿作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，采用比例微分(pd)控制律，對(duì)分布式載荷進(jìn)行編隊(duì)控制。該方法滿足了分布式光學(xué)成像等大口徑光學(xué)應(yīng)用系統(tǒng)提出的高精度、高穩(wěn)定度、超靜力學(xué)環(huán)境等要求，可完成多種空間任務(wù)；同時(shí)執(zhí)行機(jī)構(gòu)不消耗工質(zhì)，不引起微振動(dòng)，且無需卸載，有效提高了衛(wèi)星載荷的控制精度，延長了衛(wèi)星壽命。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案：一種衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟：

步驟一、確定衛(wèi)星上各個(gè)部件的位置及其連接方式。

設(shè)計(jì)分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4。所述分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4以立方體的兩個(gè)斜界面作為上、下平臺(tái)，立方體的六條棱作為分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的六個(gè)支腿。采用六個(gè)分離式電磁音圈作動(dòng)器2控制分布式載荷的六自由度運(yùn)動(dòng)。衛(wèi)星本體5分別與分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相連，所述分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的下平臺(tái)部分與衛(wèi)星本體5相連，分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的上平臺(tái)部分與分布式主載荷1相連。分離式電磁音圈作動(dòng)器2與分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4之間采用螺栓連接。

步驟二、確定分布式載荷的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)。

在分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6上分別安裝星敏感器，用于測量載荷相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)信息，并利用坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系，得到需要的相對(duì)姿態(tài)信息。在分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6上安裝干涉激光器，用于測量相對(duì)位置信息。

步驟三、衛(wèi)星本體5的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模與控制。

參考坐標(biāo)系選取衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz，將衛(wèi)星本體5當(dāng)作剛體模型，采用小角度機(jī)動(dòng)假設(shè)，即姿態(tài)角均為小量，其正弦值為0，余弦值為1，兩個(gè)小量的乘積忽略，將模型線性化，其模型如下：

其中，ωx,ωy,ωz分別為衛(wèi)星本體5繞參考坐標(biāo)系oxyz三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψ,θ,分別為衛(wèi)星的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為衛(wèi)星本體的慣量矩，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的控制力矩，為分布式主載荷1通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩，為第一個(gè)分布式從載荷3通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩，為第二個(gè)分布式從載荷6通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩。

為使衛(wèi)星本體5保持穩(wěn)定，即衛(wèi)星本體5的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)用來補(bǔ)償分布式載荷對(duì)衛(wèi)星本體5的影響，采用公式(2)對(duì)衛(wèi)星本體5進(jìn)行穩(wěn)定控制：

加入控制力矩后，衛(wèi)星本體5的動(dòng)力學(xué)模型為：

其中，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制三通道的微分參數(shù)，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制三通道的比例參數(shù)。

步驟四、分布式載荷的位置和姿態(tài)的動(dòng)力學(xué)建模。

將衛(wèi)星上的分布式主載荷1看作剛體，參考坐標(biāo)系為分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1，假設(shè)分布式主載荷1為正方體，則同樣的采用小角度機(jī)動(dòng)假設(shè)，將模型線性化，其姿態(tài)模型如下：

其中，為分布式主載荷1繞參考坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp1,θp1,為分布式主載荷1的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為分布式主載荷1的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)分布式主載荷1的控制力矩，且

以衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz為參考坐標(biāo)系，建立分布式主載荷1的位置模型。假設(shè)分布式主載荷1只受到分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4通過分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加的力和力矩，并假設(shè)載荷為剛體，建立的位置模型如下：

其中，為分布式主載荷1質(zhì)心相對(duì)于衛(wèi)星本體5的速度，x1,y1,z1為分布式主載荷1質(zhì)心相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置，m1為分布式主載荷1的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給分布式主載荷1的控制力。

將第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6看作剛體，姿態(tài)建模時(shí)分別選取第一個(gè)分布式從載荷3的本體坐標(biāo)系o^p2x^p2y^p2z^p2和第二個(gè)分布式從載荷6的本體坐標(biāo)系o^p3x^p3y^p3z^p3為參考坐標(biāo)系；位置建模時(shí)選取分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1為參考坐標(biāo)系，建立模型分別為：

其中，為第一個(gè)分布式從載荷3繞參考坐標(biāo)系o^p2x^p2y^p2z^p2的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp2,θp2,為第一個(gè)分布式從載荷3的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為第一個(gè)分布式從載荷3的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)第一個(gè)分布式從載荷3的控制力矩，且為第一個(gè)分布式從載荷3質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的速度，x2,y2,z2為第一個(gè)分布式從載荷3質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的位置，m2為第一個(gè)分布式從載荷3的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給第一個(gè)分布式從載荷3的控制力。

其中，為第二個(gè)分布式從載荷6繞參考坐標(biāo)系o^p3x^p3y^p3z^p3的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp3,θp3,為第二個(gè)分布式從載荷6的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為第二個(gè)分布式從載荷6的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)第二個(gè)分布式從載荷6的控制力矩，且為第二個(gè)分布式從載荷6質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的速度，x3,y3,z3為第二個(gè)分布式從載荷6質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的位置，m3為第二個(gè)分布式從載荷6的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給第二個(gè)分布式從載荷6的控制力。

步驟五、分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體的位置和姿態(tài)的確定。

采用干涉激光器得到分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置關(guān)系，并將其投影在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz中，得到分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置為[x1,y1,z1]^t。

用星敏感器測得分布式主載荷1相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角為衛(wèi)星本體5相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角為假設(shè)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a0，分布式主載荷本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a1。由于這兩個(gè)坐標(biāo)變換矩陣均為標(biāo)準(zhǔn)正交矩陣，即有a^t＝a^-1，故分布式主載荷本體坐標(biāo)系相對(duì)于衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的變換矩陣分別為所以分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的姿態(tài)角分別為：

步驟六、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的位置和姿態(tài)的確定。

采用干涉激光器得到第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的位置關(guān)系，并將其投影在分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1中，得到兩個(gè)從載荷相對(duì)于主載荷的位置分別為：[x2,y2,z2]^t、[x3,y3,z3]^t。

用星敏感器測得分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角分別為和假設(shè)分布式主載荷1本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a1，第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6的本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣分別為a2和a3。則第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6本體坐標(biāo)系相對(duì)于分布式主載荷1本體坐標(biāo)系的變換矩陣分別為和所以第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的姿態(tài)角分別為：

步驟七、分布式載荷編隊(duì)的控制方法。

在完成某一任務(wù)時(shí)，要求將參考姿態(tài)和位置與實(shí)際姿態(tài)和位置的差值作為控制系統(tǒng)輸入，采用比例微分控制方法，則分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)分布式主載荷1產(chǎn)生的控制力和控制力矩應(yīng)為：

其中，為分布式主載荷1位置控制中三通道的微分參數(shù)，為分布式主載荷1位置控制中三通道的比例參數(shù)；為分布式主載荷1姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為分布式主載荷1姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

其次，要求將第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的參考姿態(tài)和位置與其相對(duì)于分布式主載荷1的實(shí)際姿態(tài)和位置的差值作為控制系統(tǒng)的輸入，采用比例微分控制方法，則分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)第一個(gè)分布式從載荷3產(chǎn)生的控制力和控制力矩應(yīng)為：

其中，為第一個(gè)分布式從載荷3位置控制中三通道的微分參數(shù)，為第一個(gè)分布式從載荷3位置控制中三通道的比例參數(shù)；為第一個(gè)分布式從載荷3姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為第一個(gè)分布式從載荷3姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

采用比例微分控制方法，分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)第二個(gè)分布式從載荷6產(chǎn)生的控制力和控制力矩為：

其中，為第二個(gè)分布式從載荷6位置控制中三通道的微分參數(shù)，為第二個(gè)分布式從載荷6位置控制中三通道的比例參數(shù)；為第二個(gè)分布式從載荷6姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為第二個(gè)分布式從載荷6姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

步驟八、分離式電磁音圈作動(dòng)器2作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生控制力和控制力矩。

分離式電磁音圈作動(dòng)器2的模型假設(shè)為已知，通電電流與產(chǎn)生的輸出力的關(guān)系如公式(13)所示：

f＝bil(13)

其中b,l為分離式電磁音圈作動(dòng)器的固有屬性，當(dāng)做已知量，i為通過線圈的電流，為可控變量。

進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，設(shè)某一作動(dòng)器的輸出力與軸線方向的垂直距離為d，形成沿該載荷軸線方向的力矩，用于控制姿態(tài)角的偏差。

步驟九、部分參數(shù)的設(shè)定。

利用試湊法整定步驟七中所有比例微分參數(shù)，先調(diào)節(jié)比例參數(shù)，再調(diào)節(jié)微分參數(shù)，這兩個(gè)步驟反復(fù)進(jìn)行，直到滿足系統(tǒng)要求的性能為止。同時(shí)，完成步驟八中分離式電磁音圈作動(dòng)器2的固有參數(shù)b和l的測定，以及分離式電磁音圈作動(dòng)器2相對(duì)于分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6的軸線垂直距離d的測量。

本發(fā)明的有益效果是：該方法根據(jù)任務(wù)需求不同，在同一顆衛(wèi)星的不同位置處布置分布式載荷，載荷編隊(duì)由一個(gè)主載荷和若干個(gè)從載荷組成，編隊(duì)中所有載荷協(xié)同工作，完成給定任務(wù)。采用分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)將衛(wèi)星本體與載荷相連接，分離式電磁音圈作動(dòng)器代替可伸縮支腿作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，采用比例微分(pd)控制律，對(duì)分布式載荷進(jìn)行編隊(duì)控制。該方法滿足了分布式光學(xué)成像等大口徑光學(xué)應(yīng)用系統(tǒng)提出的高精度、高穩(wěn)定度、超靜力學(xué)環(huán)境等要求，可完成多種空間任務(wù)；同時(shí)執(zhí)行機(jī)構(gòu)不消耗工質(zhì)，不引起微振動(dòng)，且無需卸載，有效提高了衛(wèi)星載荷的控制精度，延長了衛(wèi)星壽命。

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作詳細(xì)說明。

附圖說明

圖1是本發(fā)明衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)方法的流程圖。

圖2是本發(fā)明方法所涉及的分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)的構(gòu)型圖；

圖3是本發(fā)明方法所涉及的分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)的三維模型圖；

圖4是本發(fā)明方法所涉及的衛(wèi)星本體、分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)、分離式電磁音圈作動(dòng)器和分布式載荷的連接關(guān)系示意圖；

圖5是本發(fā)明方法中分布式載荷編隊(duì)的控制框圖。

圖中，1-分布式主載荷，2-分離式電磁音圈作動(dòng)器，3-第一個(gè)分布式從載荷，4-分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)，5-衛(wèi)星本體，6-第二個(gè)分布式從載荷。

具體實(shí)施方式

參照?qǐng)D1-5。本發(fā)明衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)方法具體步驟如下：

步驟一、確定衛(wèi)星上各個(gè)部件的位置及其連接方式。

設(shè)計(jì)分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4。所述分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4以立方體的兩個(gè)斜界面作為上、下平臺(tái)，立方體的六條棱作為分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的六個(gè)支腿。采用六個(gè)分離式電磁音圈作動(dòng)器2代替可伸縮作動(dòng)器，用于控制分布式載荷的六自由度運(yùn)動(dòng)。假設(shè)衛(wèi)星上有三個(gè)分布式載荷，分別為分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6，確定各個(gè)分布式載荷在衛(wèi)星上的位置，分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4將衛(wèi)星本體5分別與分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相連，即分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的下平臺(tái)部分與衛(wèi)星本體5相連，上平臺(tái)部分與分布式主載荷1相連。分離式電磁音圈作動(dòng)器2與分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4之間采用螺栓連接。

步驟二、確定分布式載荷的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)的測量方法。

在每個(gè)分布式載荷上安裝慣性測量系統(tǒng)如星敏感器，用于測量載荷相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)信息，并利用坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系，得到需要的相對(duì)姿態(tài)信息。在每個(gè)分布式載荷上安裝干涉激光器，用于測量相對(duì)位置信息。

步驟三、衛(wèi)星本體5的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模與控制。

對(duì)于衛(wèi)星本體5，不考慮分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4、分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6。由于衛(wèi)星本體5的軌道運(yùn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星分布式載荷編隊(duì)影響不大，故只考慮衛(wèi)星本體5的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。參考坐標(biāo)系選取衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz,將其當(dāng)作剛體模型，不考慮環(huán)境因素的影響，并采用小角度機(jī)動(dòng)假設(shè)，即姿態(tài)角均為小量，其正弦值為0，余弦值為1，兩個(gè)小量的乘積忽略，將模型線性化，其模型如下：

其中，ωx,ωy,ωz分別為衛(wèi)星本體5繞參考坐標(biāo)系oxyz三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψ,θ,分別為衛(wèi)星的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為衛(wèi)星本體的慣量矩，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的控制力矩，為分布式主載荷1通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩，為第一個(gè)分布式從載荷3通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩，為第二個(gè)分布式從載荷6通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)衛(wèi)星本體5產(chǎn)生的反作用力矩。

由于衛(wèi)星本體5質(zhì)量較大，故分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的輸出力對(duì)衛(wèi)星本體5的位置改變可忽略不計(jì)。

為使衛(wèi)星本體5保持穩(wěn)定，即衛(wèi)星本體5的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)來補(bǔ)償分布式載荷對(duì)本體的影響，采用公式(2)所示的控制律對(duì)衛(wèi)星本體5進(jìn)行穩(wěn)定控制：

加入控制力矩后，衛(wèi)星本體5的動(dòng)力學(xué)模型為：

其中，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制三通道的微分參數(shù)，為衛(wèi)星本體5姿態(tài)控制三通道的比例參數(shù)。

步驟四、分布式載荷的位置和姿態(tài)的動(dòng)力學(xué)建模。

將衛(wèi)星上的分布式主載荷1看作剛體，參考坐標(biāo)系為分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1，假設(shè)分布式主載荷1為正方體，則同樣的采用小角度機(jī)動(dòng)假設(shè)，將模型線性化，其姿態(tài)模型如下：

其中，為分布式主載荷1繞參考坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp1,θp1,為分布式主載荷1的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為分布式主載荷1的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)分布式主載荷1的控制力矩，且

以衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz為參考坐標(biāo)系，建立分布式主載荷1的位置模型。假設(shè)分布式主載荷1只受到分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4通過分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加的力和力矩，并假設(shè)載荷為剛體，建立的位置模型如下：

其中，為分布式主載荷1質(zhì)心相對(duì)于衛(wèi)星本體5的速度，x1,y1,z1為分布式主載荷1質(zhì)心相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置，m1為分布式主載荷1的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給分布式主載荷1的控制力。

對(duì)于第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6，同樣的將其看作剛體，姿態(tài)建模時(shí)分別選取第一個(gè)分布式從載荷3的本體坐標(biāo)系o^p2x^p2y^p2z^p2和第二個(gè)分布式從載荷6的本體坐標(biāo)系o^p3x^p3y^p3z^p3為參考坐標(biāo)系；位置建模時(shí)選取分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1為參考坐標(biāo)系，其它假設(shè)與建模方法均與分布式主載荷1相同，建立模型分別為：

其中，為第一個(gè)分布式從載荷3繞參考坐標(biāo)系o^p2x^p2y^p2z^p2的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp2,θp2,為第一個(gè)分布式從載荷3的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為第一個(gè)分布式從載荷3的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)第一個(gè)分布式從載荷3的控制力矩，且為第一個(gè)分布式從載荷3質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的速度，x2,y2,z2為第一個(gè)分布式從載荷3質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的位置，m2為第一個(gè)分布式從載荷3的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給第一個(gè)分布式從載荷3的控制力。

其中，為第二個(gè)分布式從載荷6繞參考坐標(biāo)系o^p3x^p3y^p3z^p3的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，ψp3,θp3,為第二個(gè)分布式從載荷6的偏航、俯仰和滾動(dòng)角，為第二個(gè)分布式從載荷6的慣量矩，為衛(wèi)星本體5通過分離式stewart驅(qū)動(dòng)平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2產(chǎn)生的對(duì)第二個(gè)分布式從載荷6的控制力矩，且為第二個(gè)分布式從載荷6質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的速度，x3,y3,z3為第二個(gè)分布式從載荷6質(zhì)心相對(duì)于分布式主載荷1的位置，m3為第二個(gè)分布式從載荷6的質(zhì)量，為衛(wèi)星本體5通過stewart平臺(tái)4的分離式電磁音圈作動(dòng)器2施加給第二個(gè)分布式從載荷6的控制力。

步驟五、分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體的位置和姿態(tài)的確定。

采用干涉激光器可直接得到分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置關(guān)系，并將其投影在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系oxyz中，得到分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的位置為[x1,y1,z1]^t。

用星敏感器測得分布式主載荷1相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角為衛(wèi)星本體5相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角為假設(shè)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a0，分布式主載荷本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a1。由于這兩個(gè)坐標(biāo)變換矩陣均為標(biāo)準(zhǔn)正交矩陣，即有a^t＝a^-1，故分布式主載荷本體坐標(biāo)系相對(duì)于衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的變換矩陣分別為所以分布式主載荷1相對(duì)于衛(wèi)星本體5的姿態(tài)角分別為：

步驟六、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的位置和姿態(tài)的確定。

采用干涉激光器可直接得到第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的位置關(guān)系，并將其投影在分布式主載荷1的本體坐標(biāo)系o^p1x^p1y^p1z^p1中，得到兩個(gè)從載荷相對(duì)于主載荷的位置分別為：[x2,y2,z2]^t、[x3,y3,z3]^t。

用星敏感器測得分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和偏航角分別為和假設(shè)分布式主載荷1本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣為a1，第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6的本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的變換矩陣分別為a2和a3。則第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6本體坐標(biāo)系相對(duì)于分布式主載荷1本體坐標(biāo)系的變換矩陣分別為和所以第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的姿態(tài)角分別為：

步驟七、分布式載荷編隊(duì)的控制方法。

對(duì)于衛(wèi)星分布式載荷的編隊(duì)技術(shù)，在完成某一任務(wù)時(shí)，首先衛(wèi)星的分布式主載荷1要按一定的精度相對(duì)于衛(wèi)星本體5的某一位置保持定向，故要求將參考姿態(tài)和位置與實(shí)際姿態(tài)和位置的差值作為控制系統(tǒng)輸入，采用比例微分(pd)控制方法，則分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)分布式主載荷1產(chǎn)生的控制力和控制力矩應(yīng)為：

其中，為分布式主載荷1位置控制中三通道的微分參數(shù)，為分布式主載荷1位置控制中三通道的比例參數(shù)；為分布式主載荷1姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為分布式主載荷1姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

其次，第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6要相對(duì)于分布式主載荷1保持高精度相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)，即要求將第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6相對(duì)于分布式主載荷1的參考姿態(tài)和位置與其相對(duì)于分布式主載荷1的實(shí)際姿態(tài)和位置的差值作為控制系統(tǒng)的輸入，采用pd控制方法，則分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)第一個(gè)分布式從載荷3產(chǎn)生的控制力和控制力矩應(yīng)為：

其中，為第一個(gè)分布式從載荷3位置控制中三通道的微分參數(shù)，為第一個(gè)分布式從載荷3位置控制中三通道的比例參數(shù)；為第一個(gè)分布式從載荷3姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為第一個(gè)分布式從載荷3姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

采用pd控制方法，分離式電磁音圈作動(dòng)器2對(duì)第二個(gè)分布式從載荷6產(chǎn)生的控制力和控制力矩為：

其中，為第二個(gè)分布式從載荷6位置控制中三通道的微分參數(shù)，為第二個(gè)分布式從載荷6位置控制中三通道的比例參數(shù)；為第二個(gè)分布式從載荷6姿態(tài)控制中三通道的微分參數(shù)，為第二個(gè)分布式從載荷6姿態(tài)控制中三通道的比例參數(shù)。

步驟八、分離式電磁音圈作動(dòng)器2作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生控制力和控制力矩。

在上述步驟中，給定各個(gè)分布式載荷的參考位置和姿態(tài)后，由于空間環(huán)境和衛(wèi)星本體上存在各種干擾，使得各個(gè)分布式載荷偏離基準(zhǔn)狀態(tài)，故需要對(duì)其進(jìn)行位置和姿態(tài)的補(bǔ)償。各個(gè)分布式載荷的位置和姿態(tài)信息可由步驟二中的測量裝置得出，然后反饋給控制系統(tǒng)，得出參考值與實(shí)際值的差值，按照步驟七所述的pd控制方法進(jìn)行補(bǔ)償。

分離式電磁音圈作動(dòng)器的模型假設(shè)為已知，通電電流與產(chǎn)生的輸出力的關(guān)系如公式(13)所示：

f＝bil(13)

其中b,l為分離式電磁音圈作動(dòng)器的固有屬性，可當(dāng)做已知量，i為通過線圈的電流，為可控變量。

進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，設(shè)某一作動(dòng)器的輸出力與軸線方向的垂直距離為d，形成沿該載荷軸線方向的力矩，用于控制姿態(tài)角的偏差。

步驟九、上述步驟中各種參數(shù)的設(shè)定。

此步驟需完成步驟七中所出現(xiàn)的所有比例微分參數(shù)的設(shè)定，利用試湊法整定這幾個(gè)參數(shù)，先調(diào)節(jié)比例參數(shù)，再調(diào)節(jié)微分參數(shù)，這兩個(gè)步驟反復(fù)進(jìn)行，直到滿足系統(tǒng)要求的性能為止。同時(shí)，還需完成步驟八中分離式電磁音圈作動(dòng)器2的固有參數(shù)b和l的測定，以及分離式電磁音圈作動(dòng)器2相對(duì)于分布式主載荷1、第一個(gè)分布式從載荷3和第二個(gè)分布式從載荷6的軸線垂直距離d的測量。