非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法

摘要

本发明属于航天控制技术领域，公开了一种非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法，通过地面遥控上注洛伦兹力执行器控制电流，输出周期性控制力矩，使得载荷舱姿态变化；采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的闭环控制，达到避碰，并记录飞轮的时序输出力矩；记录载荷舱与平台舱陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度；通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩；重复上述过程，实现洛伦兹力执行器控制力矩线性度的在轨标定。本发明能够有效对非接触载荷无扰卫星平台一组8个洛伦兹力执行器控制力矩进行在轨标定。

说明书

技术领域

本发明属于航天控制技术领域，尤其涉及一种非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法。

背景技术

目前，非接触载荷无扰卫星平台由载荷舱与平台舱组成，两舱在工作当中并不直接接触，平台舱上产生扰动便不会传递到载荷舱，从根本上解决了卫星微振动难测难控的问题，通过电磁原理使两舱非接触连接的是洛伦兹力执行器。洛伦兹力执行器是非接触载荷无扰卫星平台上的核心构件，洛伦兹力执行器在地面会先进行一次标定，这次标定能够保证电流与控制力矩之间的线性关系。但是当卫星到达预定轨道后，由于材料充放气、重力释放、失重下两舱间位置与姿态相对耦合关系、洛伦兹力执行器匀强磁场的非均匀性、洛伦兹力执行器布局安装矩阵的不确定性等，需再进行一次标定，称为在轨标定。此外，在地面只能执行对单个洛伦兹力执行器的标定，非接触载荷无扰卫星平台通常会用到一组8个洛伦兹力执行器。在轨标定则是对非接触载荷无扰卫星平台上安装的所有洛伦兹力执行器进行协同标定。

通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：现有技术当卫星到达预定轨道后，由于材料充放气、重力释放、失重下两舱间位置与姿态相对耦合关系、洛伦兹力执行器匀强磁场的非均匀性、洛伦兹力执行器布局安装矩阵的不确定性等，需再进行一次标定。此外，在地面只能执行对单个洛伦兹力执行器的标定，非接触载荷无扰卫星平台通常会用到一组8个洛伦兹力执行器。在轨标定则是对非接触载荷无扰卫星平台上安装的所有洛伦兹力执行器进行协同标定。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法。

本发明是这样实现的，一种非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法，所述非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法包括：首先给洛伦兹力执行器施加电流输出周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态变化；采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的闭环控制，达到避碰，并记录飞轮时序输出力矩；记录载荷舱与平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度；通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩；重复上述过程，实现一组8个洛伦兹力执行器的整体控制力矩线性度的标定。

进一步，所述非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法具体过程为：

步骤一，通过地面遥控，给洛伦兹力执行器发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态变化；

步骤二，采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的从动避碰控制，并记录飞轮的时序输出力矩；

步骤三，记录载荷舱与平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度；

步骤四，确定洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩；

步骤五，多次通过地面遥控，给洛伦兹力执行器以线性关系发送电流，重复步骤二至步骤四，最终实现一组8个洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定。

进一步，所述步骤一中，通过地面遥控，给洛伦兹力执行器发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态变化具体过程为：

通过地面遥控，给洛伦兹力执行器发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态以周期性摆动，为后续标定做准备。

进一步，所述步骤二中，对平台舱开展从动避碰控制，并记录飞轮的时序输出力矩具体过程为：

通过闭环控制获取飞轮的加减速参数，确保平台舱与载荷舱不发生碰撞的前提下跟踪载荷舱，并记录飞轮的时序控制力矩。

进一步，所述步骤三中，记录载荷舱和平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度具体过程为：

在步骤一与步骤二的方法中，在满足非接触载荷无扰卫星平台载荷舱与平台舱不碰撞的前提下，记录载荷舱与平台舱各自的陀螺仪角速度时序数据，再将其代入最小模型误差估计方法中，估计得到载荷舱和平台舱各自的角加速度数据。

进一步，所述步骤四中，确定洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩具体过程为：

通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩。

进一步，所述步骤五中，多次通过地面遥控，给洛伦兹力执行器以线性关系发送电流，重复步骤二至步骤四，最终实现一组8个洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定具体过程为：

通过遥控，根据洛伦兹力执行器的电流线性关系依次发送遥控指令，重复步骤二～步骤四的过程，实现一组8个洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定。

本发明发送电流遥控指令，使洛伦兹力执行器产生周期性开环控制力矩，作用于载荷舱上，使得载荷舱姿态发生变化。该步骤是整个标定流程的开始，由于载荷舱与平台舱并不直接刚性连接，所以载荷舱姿态一旦发生变化，平台舱也应当通过飞轮进行相应的姿态调整，保证能够“跟上”载荷舱。

本发明对平台舱开展从动避碰控制是由非接触载荷无扰卫星平台的结构决定的。非接触载荷无扰卫星平台的控制策略应当是“主从协同式”的，即以载荷舱为主，平台舱跟随载荷舱进行从动控制，同时也应当避免载荷舱与平台舱两舱发生碰撞。

本发明记录载荷舱和平台舱各自陀螺仪的时序数据，即为得到载荷舱与平台舱的角速度信息，结合最小模型误差估计方法计算得到载荷舱与平台舱各自的角加速度。最小模型误差估计方法相较于传统差分方法误差较小，且该算法不需要知道待估状态变量的数学模型，可将数学模型中的未知部分定义为模型误差，模型误差可为任何形式，且待估状态变量和未知的模型误差可同时被估计。

本发明通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩的估计值。最小二乘能通过最小化误差的平方和寻找数据的最佳函数匹配，同时可用于曲线拟合，满足步骤五线性度标定的要求。

本发明重复上述过程，通过遥控以线性关系发送电流，实现洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定。步骤一至四得到的是洛伦兹力执行器单次真实输出力矩的估计值，重复步骤一至四，可完成非接触载荷无扰卫星平台一组8个洛伦兹力执行器的控制力矩线性度的在轨标定。

本发明的技术方案填补了国内外业内技术空白，解决了非接触载荷无扰卫星平台在避碰控制下的洛伦兹力执行器的在轨标定问题。传统洛伦兹力执行器地面标定一次仅能完成单个执行器的标定，本发明可以完成安装在非接触载荷无扰卫星平台上一组8个洛伦兹力执行器的协同标定，通过最小模型误差估计方法估计载荷舱与平台舱各自的角加速度，也提高了洛伦兹力执行器的标定精度，且通过多次迭代同时也可以完成其线性度的标定。

附图说明

图1是本发明实施例提供的非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器单次输出力矩在轨标定控制框图。

图2是本发明实施例提供的非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

解释说明实施例。为了使本领域技术人员充分了解本发明如何具体实现，该部分是对权利要求技术方案进行展开说明的解释说明实施例。

如图1所示，本发明实施例提供的非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器单次输出力矩在轨标定控制框图包括：

101：载荷舱姿态主动控制回路，用于产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态发生变化，并记录载荷舱陀螺仪的时序数据；

102：平台舱姿态从动控制回路，对平台舱开展从动控制，保证能够“跟上”载荷舱，并记录平台舱飞轮的时序输出力矩与平台舱陀螺仪的时序数据；

103：平台舱位置从动控制回路，对平台舱开展从动避碰控制，保证平台舱与载荷舱之间不会发生碰撞。

104：标定主要步骤，调用载荷舱与平台舱各自的陀螺仪角速度时序数据，结合最小模型误差估计方法得到两舱各自的角加速度，最后通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩。

本发明实施例提供的101中，载荷舱姿态主动控制回路，用于产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态发生变化，并记录载荷舱陀螺仪的时序数据具体过程为：

通过地面遥控，发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态以周期性摆动，并记录载荷舱陀螺仪的时序数据，为后续标定做准备。

本发明实施例提供的102中，平台舱姿态从动控制回路，对平台舱开展从动控制，保证能够“跟上”载荷舱，并记录飞轮的时序输出力矩与平台舱陀螺仪的时序数据具体过程为：

采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的闭环控制，达到避碰，并记录飞轮的时序输出力矩与平台舱陀螺仪的时序数据。

本发明实施例提供的103中，平台舱位置从动控制回路，对平台舱开展从动避碰控制，保证平台舱与载荷舱之间不会发生碰撞具体过程为：

采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的闭环控制，避免载荷舱与平台舱之间发生碰撞。

本发明实施例提供的104中，标定主要步骤，调用载荷舱与平台舱各自的陀螺仪角速度时序数据，结合最小模型误差估计方法得到两舱各自的角加速度，最后通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩具体过程为：

调用载荷舱与平台舱各自的陀螺仪角速度时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度。最后通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩，完成非接触载荷无扰卫星平台一组8个洛伦兹力执行器单次输出力矩在轨标定。

如图2所示，本发明实施例提供的非接触载荷无扰卫星平台洛伦兹力执行器在轨标定方法包括：

S101：通过地面遥控，给洛伦兹力执行器发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态变化；

S102：结合非接触载荷无扰卫星平台的特点，对平台舱开展从动避碰控制，记录飞轮的时序输出力矩；

S103：记录载荷舱与平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度；

S104：确定洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩；

S105：地面遥控，以线性关系发送电流遥控指令，完成洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定。

本发明实施例提供的S101中，通过地面遥控，发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态变化具体过程为：

通过地面遥控，发送电流遥控指令，产生周期性开环控制力矩，使得载荷舱姿态以周期性摆动，为后续标定做准备。

本发明实施例提供的S102中，对平台舱开展从动避碰控制，记录飞轮的时序输出力矩具体过程为：

采用飞轮进行平台舱跟踪载荷舱的闭环控制，达到避碰，记录飞轮的时序输出力矩。

本发明实施例提供的S103中，记录载荷舱与平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差估计方法得到载荷舱与平台舱各自的角加速度具体过程为：

记录载荷舱与平台舱各自陀螺仪的时序数据，结合最小模型误差方法得到载荷舱相对惯性系的角加速度与平台舱相对载荷舱的角加速度。

本发明实施例提供的S104中，确定洛伦兹力执行器固定电流下的控制力矩具体过程为：

通过最小二乘估计得到洛伦兹力执行器固定电流下的时序控制力矩。

本发明实施例提供的S105中，通过地面遥控，以线性关系发送电流遥控指令，完成洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定具体过程为：

重复S101～S104过程，通过多次通过地面遥控，给洛伦兹力执行器以线性关系发送电流遥控指令，最终实现一组8个洛伦兹力执行器控制力矩线性度的标定。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，都应涵盖在本发明的保护范围之内。