多星超长基线复合编队方法

本发明属于航天技术领域，涉及一种多星飞行编队控制方法，特别涉及一种多星超长基线复合编队方法。

背景技术：

由于地面引力波实验难以隔离低频扰动，近年来对天基多星引力波探测的需求不断增加。天基引力波探测是在十万公里级轨道高度多星进行编队飞行，星间基线在十万至上百万公里，卫星两两形成一干涉仪，通过激光测距仪精确测量相邻卫星搭载的检验质量间的距离变化。为了保证超长基线的激光测距性能，星间指向精度需要控制在纳弧度量级，这对卫星的超静超稳设计和高精度控制要求极高。

为满足这类超长基线空间科学任务的编队超精指向及超静超稳要求，传统的引力波探测卫星采用无拖曳控制技术，卫星本体要求进行超静超稳设计，包括采用高刚性结构来防止柔性附件的耦合振动，以及为避免旋转部件产生微振动，卫星姿态控制采用微牛级微推力器控制，增加了卫星系统设计的复杂度和难度。为了降低卫星平台的设计复杂度，进一步提高编队控制精度，本发明针对超长基线多星高精度编队应用背景，提出一种采用分离式卫星的多星复合编队方法。分离式设计能隔离卫星平台扰动，卫星本体无需进行超静超稳设计，载荷模块可实现星间超高精度指向控制及超静无拖曳控制。

文献“申请公布号是cn107554817a的中国发明专利”公开了一种卫星复合编队方法，针对主从式编队卫星姿轨控制问题，分别通过卫星本体的微推力器及在卫星本体与载荷之间设计的分离式主动隔振与六自由度控制系统进行两级粗精复合编队，对卫星本体和载荷的六自由度均进行精确控制。该编队方式只适合短基线的分布式光学成像等领域，在超长基线下应用受限。

技术实现要素：

要解决的技术问题

为了克服现有引力波干涉卫星超静超稳编队设计的不足，不能实现超长基线下复合编队，本发明提供一种多星超长基线复合编队方法。

技术方案

本发明的卫星本体与载荷模块之间采用分离式驱动平台相连接，由两个载荷模块和一个服务模块组成超静超稳卫星，通过粗精两级编队实现超长基线复合编队。首先将卫星本体与载荷模块进行电磁锁紧或主动控制实现刚性连接，卫星本体携带载荷模块进入预定轨道并进行卫星本体间相对运动及指向控制。其后，分离式电磁作动器释放，作为执行机构配合生成三轴控制力和三轴控制力矩，控制载荷模块间相对运动及指向。最后释放无拖曳检验质量，载荷模块通过分离式电磁作动器实现无拖曳控制，卫星本体通过星上执行机构对载荷模块进行跟随，多颗卫星同时进行以上控制，实现超长基线复合编队系统。

一种多星超长基线复合编队方法，其特征在于：一颗卫星搭载两个载荷模块，每个载荷模块上装有一引力波检测质量块，卫星本体与两个载荷模块之间分别通过8个分离式电磁作动器相连接；分离式连接界面采用八杆各向同性构型；步骤如下：

步骤1：在粗编队阶段，卫星本体与两个载荷模块间的分离式电磁作动器分别刚性连接；卫星两两之间建立当地参考轨道坐标系，描述双星本体及载荷相对运动，建立星间指向运动模型；所述的当地参考轨道坐标系为：

其中，δr12＝r1-r2，r1、r2分别为两颗卫星在惯性坐标系的位置矢量，xf、yf、zf分别为当地参考轨道坐标系的三个轴，三轴遵从右手定则；

步骤2：以运行在地球中心引力场的编队卫星为例，卫星i在地心轨道坐标系的轨道动力学方程为：

其中，ri、vi分别为卫星i的位移和速度矢量，di为其所受扰动；

卫星i的姿态动力学方程为

其中，tic、tid分别为卫星本体所受的控制力矩及扰动力矩；

卫星相对运动学方程可通过相对坐标系变换得到，其中，6自由度矢量的相对变化率可由式(4)得到；已知矢量相对固定参考坐标的变化率，等于矢量在动坐标的变化率和动坐标相对参考坐标的转速矢量ω与该矢量的×积之和：

通过测量编队卫星间的相对位置和相对姿态，根据上述推导得到的运动学与动力学模型通过常规位姿控制方法控制编队卫星本体间的相对运动，确定当地参考轨道坐标系，并控制卫星的指向初步跟踪当地参考轨道坐标系原点；

步骤3：在卫星本体相对运动稳定、星间粗指向精度满足载荷模块工作域要求时，分离式电磁作动器开始工作，进入精编队阶段；分离式电磁作动器解锁，载荷模块与卫星本体不再维持刚性连接状态，卫星本体与两个载荷模块由连接状态转换为分离状态，此时从卫星平台到载荷模块的微振动传递路径从物理上被隔离，载荷模块实现超静超稳；卫星i的两个载荷模块分别指向相邻卫星的载荷模块；

通过测量系统解算得到相邻卫星的不同载荷模块与其当地轨道坐标系的相对姿态偏差，通过分离式电磁作动器控制载荷模块的姿态跟踪当地轨道坐标系；

根据分离式电磁作动器的结构布局方式，各分离式电磁作动器在载荷模块不同位置输出力，最终获得各自由度的控制力与控制力矩；

载荷模块的动力学方程为

其中，χb＝(xb,yb,zb,αb,βb,γb)^t为卫星本体的广义坐标，χp＝(xp,yp,zp,αp,βp,γp)^t为分离式载荷模块的广义坐标，mp为载荷模块的惯性矩阵，c、k分别代表作动器的等效阻尼与等效刚度矩阵，其中，下标b、p分别表示卫星本体及载荷模块；载荷模块间的相对运动通过载荷模块的绝对运动方程进行相对坐标系变换获得，fic、tic分别为控制力及控制力矩，fipd、tipd分别为扰动力及扰动力矩；有

其中，f为8个分离式电磁作动器输出力组成的向量；单个分离式电磁作动器输出力大小f与电流i的关系由下式给出：

f＝kbli(7)

其中，l为导线有效长度，b为磁场强度，k为导线的感性系数；

步骤4：在载荷模块运动及星间指向满足引力波测量条件后，解锁检测质量块，采用位移模式或加速度模式测量载荷模块所受的非引力加速度，对载荷模块的六自由度运动进行解耦，对两个载荷模块共12个自由度选择6个自由度为敏感自由度，其余6个自由度为非敏感自由度；此时载荷模块的控制分为敏感自由度无拖曳控制与指向控制、非敏感自由度稳定控制；对载荷模块敏感自由度通过分离式电磁作动器同时进行无拖曳控制与星间指向控制，无拖曳控制用于跟随检测质量，消除科学任务测量频段的载荷模块所受的非引力加速度；指向控制用于在非测量频段控制相邻卫星的载荷模块间的指向，保证激光测量精度；对于载荷模块的6个非敏感自由度通过分离式电磁作动器进行稳定控制；载荷模块在无拖曳控制、指向控制及稳定控制同时作用下，实现科学探测所需的超静力学环境和超高精度星间指向；卫星本体通过常规位姿控制方法跟踪两个载荷模块，进行卫星本体与载荷模块间的相对运动保持控制，避免发生与载荷模块的碰撞，干扰测量结果；多个卫星组成超长基线复合编队系统。

本发明技术方案更进一步的说：所述的分离式电磁作动器选用音圈作动器，通过在线圈中通入直流电流实现力的输出，通过调节输入电流的大小和方向改变输出力的大小和方向。

本发明技术方案更进一步的说：步骤1卫星本体与两个载荷模块间的分离式电磁作动器的刚性连接方式为电磁锁紧或主动控制。

本发明技术方案更进一步的说：8个分离式电磁作动器的动子和定子分别通过螺栓与卫星本体与载荷模块连接。

有益效果

本发明提出的一种多星超长基线复合编队方法，该方法在多个卫星的本体和载荷模块之间设计分离式主动隔振与六自由度控制系统，首先将卫星本体与载荷模块之间进行电磁锁紧或主动控制实现刚性连接，采用常规方法对多个卫星之间进行粗编队及粗指向，针对超长基线编队卫星姿态及轨道控制问题，根据绝对运动方程推导获得卫星本体间的相对运动和当地参考轨道坐标系，对卫星本体间相对运动和星间指向利用常规位姿控制方法进行控制。其后释放分离式系统，根据载荷模块绝对运动方程推导获得载荷模块间相对运动及指向信息，利用8个分离式电磁作动器配合生成控制力及控制力矩，对载荷的三自由度位移进行稳定控制，对载荷模块的姿态进行控制以实现星间的高精度指向。结合无拖曳控制技术，对载荷模块进行无拖曳与星间指向协调控制，卫星本体跟踪载荷模块运动，满足科学探测所需的超静力学环境和超高精度星间指向要求，控制多星实现超长基线复合编队系统。

在卫星本体和载荷模块之间设计分离式主动隔振与六自由度控制系统，分离式界面可以从物理上全频带隔离卫星本体各种微振动对精密载荷的干扰，卫星本体可采用传统卫星设计，降低卫星设计难度和复杂度。

分离式主动隔振与六自由度控制系统能提供超精的载荷模块控制，在卫星本体粗编队及粗指向的基础上对载荷进行二次编队稳定和指向控制，进一步提高编队及指向精度，满足科学探测的超精指向要求。

分离式界面能为载荷模块提供超静力学环境，结合无拖曳控制进一步满足科学探测的超静需求。

本发明可突破基线限制，多星可在十万至百万公里量级基线上进行复合编队。

附图说明

图1是本发明多星超长基线复合编队方法的流程图。

图2是本发明多星超长基线复合编队方法的示意图。

图3是本发明方法中分离式主动隔振与六自由度控制系统示意图。

图4是本发明方法中分离式主动隔振与六自由度控制系统俯视图。

图5是本发明方法中载荷平台无拖曳与星间指向协调控制框图。

图中，1-卫星本体，2-第一载荷模块，3-第二载荷模块，4-检测质量块，5-载荷模块连接界面，6-卫星本体连接界面，7-第一分离式电磁作动器，8-第二分离式电磁作动器，9-第三分离式电磁作动器，10-第四分离式电磁作动器，11-第五分离式电磁作动器，12-第六分离式电磁作动器，13-第七分离式电磁作动器，14-第八分离式电磁作动器。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

参照图1-5。

步骤一、分离式主动隔振与六自由度控制系统设计。一颗卫星搭载两个载荷模块，包含两个分离式主动隔振与六自由度控制系统，该系统由8个分离式电磁作动器组成，系统如图3所示。每个载荷模块上装有一引力波检测质量块，卫星本体与两个载荷模块之间分别通过8个分离式电磁作动器相连接。8个分离式电磁作动器的动子和定子分别通过螺栓与卫星本体与载荷模块连接。分离式连接界面采用一种八杆各向同性构型。

步骤二、卫星本体粗编队相对运动及星间指向建模与粗控制。在粗编队阶段，卫星本体与两个载荷模块间的分离式电磁作动器分别进行电磁锁紧或主动控制实现刚性连接。卫星两两之间建立当地参考轨道坐标系，描述双星本体及载荷相对运动，建立星间指向运动模型。当地参考轨道坐标系由以下公式得到：

其中，δr12＝r1-r2，r1、r2分别为两颗卫星在惯性坐标系的位置矢量，xf、yf、zf分别为当地参考轨道坐标系的三个轴，三轴遵从右手定则。

步骤三、以运行在地球中心引力场的编队卫星为例，卫星i在地心轨道坐标系的轨道动力学方程为：

其中，ri、vi分别为卫星i的位移和速度矢量，di为其所受扰动。

卫星i的姿态动力学方程为

其中，tic、tid分别为卫星本体所受的控制力矩及扰动力矩。

卫星相对运动学方程可通过相对坐标系变换得到。其中，6自由度矢量的相对变化率可由式(4)得到。已知矢量相对固定参考坐标的变化率，等于矢量在动坐标的变化率和动坐标相对参考坐标的转速矢量ω与该矢量的×积之和：

通过测量编队卫星间的相对位置和相对姿态，根据上述推导得到的运动学与动力学模型通过常规位姿控制方法控制编队卫星本体间的相对运动，确定当地参考轨道坐标系，并控制卫星的指向初步跟踪当地参考轨道坐标系原点。

步骤四、载荷模块精编队相对运动及星间指向建模与精控制。在卫星本体相对运动稳定、星间粗指向精度满足载荷模块工作域要求时，分离式电磁作动器开始工作，进入精编队阶段。分离式电磁作动器解锁或不再控制各支杆长度不变，卫星本体与两个载荷模块由连接状态转换为分离状态，此时从卫星平台到载荷模块的微振动传递路径从物理上被隔离，载荷模块实现超静超稳。卫星i的两个载荷模块分别指向相邻卫星的载荷模块。

通过测量系统解算得到相邻卫星的不同载荷模块与其当地轨道坐标系的相对姿态偏差，通过分离式音圈作动器控制载荷模块的姿态跟踪当地轨道坐标系，实现星间的高精度指向，并保持载荷模块的三自由度位移运动稳定。

分离式电磁作动器一般可选用音圈作动器，通过在线圈中通入直流电流实现力的输出，通过调节输入电流的大小和方向改变输出力的大小和方向。根据步骤一中作动器的结构布局方式，各作动器在载荷模块不同位置输出力，最终获得各自由度的控制力与控制力矩。

载荷模块的动力学方程为

其中，χb＝(xb,yb,zb,αb,βb,γb)^t为卫星本体的广义坐标，χp＝(xp,yp,zp,αp,βp,γp)^t为分离式载荷模块的广义坐标，mp为载荷模块的惯性矩阵，c、k分别代表作动器的等效阻尼与等效刚度矩阵，其中，下标b、p分别表示卫星本体及载荷模块。载荷模块间的相对运动通过载荷模块的绝对运动方程进行相对坐标系变换获得，fic、tic分别为控制力及控制力矩，fipd、tipd分别为扰动力及扰动力矩。有

其中，f为8个音圈作动器输出力组成的向量。单个音圈作动器输出力大小f与电流i的关系由下式给出：

f＝kbli(7)

其中，l为导线有效长度，b为磁场强度，k为导线的感性系数。

步骤五、载荷模块无拖曳及指向控制与卫星本体跟随控制。在载荷模块运动及星间指向满足引力波测量条件后，解锁检测质量块，采用位移模式或加速度模式测量载荷模块所受的非引力加速度，对载荷模块的六自由度运动进行解耦，对两个载荷模块共12个自由度选择6个自由度为敏感自由度，其余6个自由度为非敏感自由度。此时载荷模块的控制分为敏感自由度无拖曳控制与指向控制、非敏感自由度稳定控制。对载荷模块敏感自由度通过分离式电磁作动器同时进行无拖曳控制与星间指向控制，无拖曳控制用于跟随检测质量，消除科学任务测量频段的载荷模块所受的非引力加速度；指向控制用于在非测量频段控制相邻卫星的载荷模块间的指向，保证激光测量精度。对于载荷模块的6个非敏感自由度通过分离式电磁作动器进行稳定控制。载荷模块在无拖曳控制、指向控制及稳定控制同时作用下，实现科学探测所需的超静力学环境和超高精度星间指向。卫星本体通过常规位姿控制方法跟踪两个载荷模块，进行卫星本体与载荷模块间的相对运动保持控制，避免发生与载荷模块的碰撞，干扰测量结果。