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1、(10)申请公布号 CN 103921959 A (43)申请公布日 2014.07.16 CN 103921959 A (21)申请号 201410161957.4 (22)申请日 2014.04.22 B64G 1/66(2006.01) (71)申请人 北京航空航天大学 地址 100191 北京市海淀区学院路 37 号 (72)发明人 贾英宏 王国庆 徐世杰 (74)专利代理机构 北京永创新实专利事务所 11121 代理人 祗志洁 (54) 发明名称 星上二维指向系统构型设计方法 (57) 摘要 本发明提供了一种星上二维指向系统构型设 计方法， 属于航空卫星技术领域。 本发明的构型设 计。
2、中， 设置载荷的质心与转动轴的交点重合， 去除 载荷和卫星本体连接关节处的驱动电机， 使得载 荷与卫星本体由自由关节连接， 在载荷上安装控 制力矩陀螺群， 以提供指向控制需要的力矩。 本发 明的构型设计方法能够降低载荷对卫星本体的扰 动， 提高卫星本体姿态的稳定度和稳态精度， 极大 地降低在载荷高速回扫时完成卫星本体姿态稳定 所消耗的能量。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 5 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图5页 (10)申请公布号 CN 103921959 A CN 103921959 A 1/。
3、1 页 2 1. 一种星上二维指向系统构型设计方法， 其特征在于， 包括如下方面 ： 第一步 ： 设置载荷的质心与转动轴的交点重合 ； 第二步 ： 去除安装在卫星本体和中间连接体上的驱动电机， 使得载荷与卫星本体由自 由关节连接 ； 第三步 ： 在载荷上安装一组控制力矩陀螺群， 以提供指向控制需要的力矩。 权 利 要 求 书 CN 103921959 A 2 1/4 页 3 星上二维指向系统构型设计方法 技术领域 0001 本发明涉及航空卫星技术领域， 具体涉及一种卫星上使用的二维指向系统的构型 设计。 背景技术 0002 随着航天事业的高速发展， 航天应用也愈加广泛和深入。复杂的实际应用不仅。
4、要 求卫星平台姿态稳定， 还要求平台上安装具有指向功能的载荷 （如相机、 天线等） ， 以完成实 际任务。如跟踪与数据中继卫星， 实际任务要求其上安装的单址天线精确指向和跟踪用户 星， 同时要求卫星平台保持姿态稳定 ； 导弹防御预警系统则要求星上指向跟踪载荷 （如红外 相机） 具有高速的回转、 回扫以及跟踪功能， 同时要求卫星平台姿态稳定。 0003 星上的指向载荷与卫星本体构成了复杂的多体系统。 卫星的首要任务需要维持姿 态的稳定， 同时载荷需指向目标。 载荷在完成指向任务过程中， 会对卫星本体产生反作用力 矩， 进而降低平台的稳定度。如何降低载荷对卫星本体的扰动是当前研究的热点问题。 00。
5、04 目前星上指向系统大多采用框架系统， 由电机输出力矩， 完成载荷的指向控制。 这 样设计的主要问题是， 电机作用在载荷上的力矩直接产生了作用在本体上的反作用力矩， 这对本体的姿态稳定很不利。当前的研究重点在于如何设计复合控制器， 使得载荷的角动 量可以及时得到补偿， 以提高本体姿态的稳态精度。然而， 虽然本体的姿态控制精度提高 了， 但是控制能量问题始终没有得到解决。 其根本原因在于， 电机提供的作用力矩在卫星本 体上产生了反作用力矩， 本体上的指向机构还将对该力矩进行补偿， 以维持本体的姿态稳 定。尤其是在载荷具有长时期快速回扫任务时， 系统的整体能耗问题更为严重。 发明内容 0005 。
6、本发明针对具有指向任务载荷的航天器多体系统， 存在的卫星本体整体能量损耗 严重的问题， 提供了一种星上二维指向系统构型设计方法， 旨在为国内现今的和将来的星 上指向系统设计提供技术支持， 以期降低载荷运动时对卫星本体的扰动， 同时降低整个系 统的能耗。 0006 本发明的星上二维指向系统构型设计方法包括以下几个方面 ： 0007 第一步 ： 设置载荷的质心与转动轴的交点重合， 即将载荷通过质心安装在卫星本 体上 ； 0008 第二步 ： 去除安装在卫星本体和中间连接体上的驱动电机， 使得载荷与卫星本体 由自由关节连接 ； 0009 第三步 ： 在载荷上安装一组控制力矩陀螺群 （CMGs） ， 。
7、以提供指向控制需要的力 矩。 0010 本发明方法设计的新构型通过取消传统的电机驱动， 采用了无反作用力矩驱动的 概念， 通过在载荷上安装角动量交换装置 （CMGs） ， 很好地降低了多体系统之间的动力学耦 合程度。新构型使得载荷对本体的扰动幅值大幅降低， 提高了本体维持平台姿态稳定的稳 说 明 书 CN 103921959 A 3 2/4 页 4 态精度和稳定度， 同时降低了完成指向跟踪和平台姿态稳定任务的能耗。 附图说明 0011 图 1 为传统构型下卫星平台和载荷构成的整体构型图 ； 0012 图 2 为采用本发明方法的卫星平台和载荷构成的整体构型图 ； 0013 图 3 为载荷完成相同。
8、指向任务且卫星本体不受控时的姿态偏差结果对比图 ； 0014 图 4 为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器 下本体的姿态偏差对比图 ； 0015 图 5 为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器 下本体的姿态稳定度对比图 ； 0016 图 6 为载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器 下本体的控制力矩幅值对比图。 具体实施方式 0017 下面结合附图， 详细说明本发明的优势。 为将优势显示化， 下面结合某一个航天器 两体系统的控制仿真结果对本发明方案作具体的说明。 0018 如图 1 所示， 为卫星平台和载。
9、荷构成的传统构型， 其中载荷 2 通过转动轴 3 安装 在卫星平台 1 上， 方位轴和俯仰轴连接关节处设置有电机 4， 分别用来驱动中间连接体和载 荷， 方位轴的关节电机 4 安装在卫星本体 1 上， 俯仰轴的关节电机 4 安装在中间连接体上。 中间连接体是连接卫星本体 1 和载荷 2 的部分。载荷 2 上安装有跟踪器。卫星平台 1 上安 装有控制力矩陀螺群 （CMGs） 。关节电机 4 用于提供控制力矩， 完成指向任务。传统构型中， 由关节电机 4 输出指向控制力矩， 这使得在载荷 2 持续快速回扫过程中， 卫星本体 1 受到强 烈的扰动， 这对卫星本体1维持姿态稳定非常不利 ； 卫星本体1。
10、上的执行机构需要不断输出 补偿力矩， 以维持姿态稳定， 且姿态精度和稳定度也大大降低。 0019 采用本发明提供的构型设计方法， 得到如图 2 所示的构型。其中， 设置载荷 2 的质 心与转动轴 3 的交点重合， 即将载荷 2 通过质心安装在卫星本体 1 上。去除用于输出指向 控制力矩的驱动电机， 即去除图 1 中安装在卫星本体 1 上和中间连接体上的关节电机 4， 但 保留原有的连接关节结构， 使得载荷 1 与卫星本体 1 由自由关节 5 连接， 保留关节自由度。 在载荷 2 上安装一组控制力矩陀螺群 （CMGs） ， 以驱动和控制载荷 2 相对于卫星本体 1 的姿 态， 进而指向跟踪特定目。
11、标。如图 2 所示， 在本体和载荷上分别装有一套控制力矩陀螺群 （CMGs） ， 以提供作用力矩完成指向任务。 本发明采用了无反作用力矩驱动的概念， 通过在载 荷 2 上安装角动量交换装置 （CMGs） ， 很好地降低了多体系统之间的动力学耦合程度。 0020 通过 Kane 方程建立两体航天器的动力学模型， 同时采用滑模控制的方法， 分别对 卫星本体和载荷设计控制器， 且相互之间的耦合作用视为来至外界的干扰。 0021 情形 1 ： 0022 模拟一颗低轨道卫星， 以此作为载荷光轴的指向目标。卫星本体上的控制力矩陀 螺群完全不输出力矩， 但是载荷上的执行机构仍正常工作， 以保证载荷始终指向低。
12、轨道卫 星。由于航天器本体受到载荷的耦合力矩作用， 其姿态必定会发生翻转。由于载荷在惯性 系中的指向运动是相同的， 所以在此基础上对比本体姿态的翻转程度可以达到判断动力学 说 明 书 CN 103921959 A 4 3/4 页 5 耦合程度大小的目标。 0023 图 3 至图 5 中， 四元数矢部 q 的模值表征卫星本体姿态偏差度量。 0024 如图 3 所示， 为载荷完成相同指向任务且卫星本体不受控时的姿态偏差结果对比 图， 从图中200秒时间段内卫星本体姿态偏差度量可知， 传统构型是本发明新构型的3倍左 右， 结果如表 1 所示。显然， 这说明本发明新构型下载荷快速转动对本体的姿态影响要。
13、比传 统构型小很多。 0025 表 1 图 1 所示传统构型和本发明新构型下的卫星本体姿态偏差度量 0026 传统构型新构型 姿态偏差度量0.0420.015 0027 情形 2 ： 0028 假定载荷工作在快速回扫阶段， 相当于在惯性空间作圆锥摆指向运动， 扫描周期 设定为 5 秒。同时卫星本体达到姿态稳定。 0029 同时假定星上本体的执行机构和载荷的执行机构正常工作， 能够准确输出控制器 的指令力矩。 0030 如图 1 所示， 传统构型下， 载荷的指向控制力矩来至于关节处的电机， 载荷受到的 作用力矩必然会产生等大反向的反作用力矩， 该反作用力矩作用于卫星本体， 进而对卫星 本体的姿态。
14、稳定产生强烈的持续的扰动。 卫星本体的姿态稳定控制器为了维持本体姿态稳 定， 将产生控制指令， 以抵消或部分抵消外干扰， 该控制力矩由卫星本体上安装的指向机构 执行。 0031 然而， 如图 2 所示， 在本发明的新构型下， 载荷的指向运动控制力矩来至于安装在 载荷上的控制力矩陀螺群， 转动轴处是自由关节。载荷的快速回扫对卫星本体的影响将很 大程度降低， 所以卫星本体为维持姿态稳定消耗的能量也将大幅降低。 0032 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器下卫星 本体的姿态偏差对比如图 4 所示， 从图中可以看出， 本发明的新构型下卫星本体的稳态精 度约为 0.1 度。
15、， 而传统构型下约为 0.3 度， 稳态精度大有提高。 0033 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器下卫星 本体的姿态稳定度如图 5 所示， 从图中可以看出， 本发明的新构型下卫星本体的姿态稳定 度约为 0.02 度每秒， 而传统构型下约为 0.4 度每秒， 姿态稳定度大幅提高。 0034 载荷完成相同的指向任务且卫星本体完成姿态稳定任务， 在相同的控制器下卫星 本体的控制力矩幅值如图 6 所示， 从图中可以看出， 本发明的新构型下卫星本体的控制力 矩幅值约为 0.02 牛米， 而传统构型下约为 5 牛米， 控制力矩幅值大幅降低。 0035 在相同的系统运动状态。
16、下， 对比所消耗的控制量， 如表 2 所示。 0036 表 2 相同系统运动状态下本发明新构型和传统构型的控制能耗对比 0037 说 明 书 CN 103921959 A 5 4/4 页 6 传统构型新构型 卫星本体控制能耗1405452.4590 载荷控制能耗2721827172 总控制能耗4127227224 0038 由此可见， 无论是新构型还是传统构型， 载荷的控制能耗是相同的， 然而卫星本体 的控制能耗则差距甚远， 说明本发明的新构型下卫星本体受到的扰动大幅降低， 进一步很 大程度上证明了新构型的优越性， 即降低动力学耦合程度。新构型下完成相同的运动控制 消耗的控制量总量仅为传统构型的 65.96%， 节省能耗 34.04%。这种能耗的优势在研发长寿 命卫星时将具有更大的意义。 说 明 书 CN 103921959 A 6 1/5 页 7 图 1 说 明 书 附 图 CN 103921959 A 7 2/5 页 8 图 2 说 明 书 附 图 CN 103921959 A 8 3/5 页 9 图 3 说 明 书 附 图 CN 103921959 A 9 4/5 页 10 图 4 说 明 书 附 图 CN 103921959 A 10 5/5 页 11 图 5 图 6 说 明 书 附 图 CN 103921959 A 11 。