[发明专利]一种提高航天器姿态控制性能的方法及隔振平台

权利要求书

1.一种用于提高航天器姿态控制性能的隔振平台，包括上平台（1）、下平台（3）以及连接上平台和下平台的支杆（2）；支杆中间段（4）位于支杆（2）中部；其特征在于：支杆中间段（4）包括正刚度部分（5）和负刚度部分（6）；正刚度是指物体变形后所受的回复力方向与变形方向相反，一般由弹性变形材料组成，如弹簧、橡胶等；负刚度是指物体变形后所受的回复力方向与变形方向相同；负刚度（6）部分利用杠杆原理，使得其变形元件变形方向与正刚度部分变形方向相反；负刚度部分（6）可以采用一个连杆（7）和一个弹簧（8），连杆组件（7）由与正刚度部分（5）相连的连杆和与弹簧（8）连接的连杆组成，负刚度部分（6）与正刚度部分（5）相连的连杆对称布置，中心与正刚度部分（5）相连；与弹簧（8）连接的连杆与弹簧之间通过固定支点连接，与弹簧连接的连杆形成杠杆；负刚度部分（6）工作过程为：当正刚度部分（5）受到压缩变形时，变形会通过连杆支架传递到弹簧（8）上，弹簧（8）将会适当放松，在一定变形范围内，弹簧（8）的回复力将会使正刚度部分（5）产生继续压缩的趋势，形成负刚度；

所述的一种用于提高航天器姿态控制性能的隔振平台（11）安装在飞轮或者控制力矩陀螺等卫星执行机构和卫星星体（10）之间，或光学有效载荷（9）和卫星星体（10）之间；当需要在光学有效载荷（9）和卫星星体（10）加装隔振平台（11）时，光学有效载荷（9）的底座和隔振平台（11）的上平台（1）固连，能够组成一套上平台系统；隔振平台（11）的下平台（3）固定连接在卫星星体（10）上，共同组成了下平台系统。

2.一种提高航天器姿态控制性能的方法，其特征在于：隔振平台（11）选用权利要求1所述的一种用于提高航天器姿态控制性能的隔振平台；所述的隔振平台（11）安装在飞轮或者控制力矩陀螺等卫星执行机构和卫星星体（10）之间，或光学有效载荷（9）和卫星星体（10）之间；光学有效载荷（9）的底座和隔振平台（11）的上平台（1）固连，能够组成一套上平台系统；隔振平台（11）的下平台（3）固定连接在卫星星体（10）上，共同组成了下平台系统；

所述的一种提高航天器姿态控制性能的方法的具体实现步骤为：

步骤一：根据卫星所携带的光学载荷（9）的个数来确定使用隔振平台（11）的个数，做到每个光学载荷（9）都使用对应大小的隔振平台（11）来隔离它们造成的高频振动；

步骤二：选用任意一个隔振平台（11），该隔振平台（11）共有N个支杆，求解第i个支杆在惯性坐标系下表示的支杆向量s_i，其具体的表达式如下：

s_i=r_p+A_epr_rpi-(r_b+r_db+A_edr_rbi)   (1)

式（1）中：

r_p——惯性坐标系中心到上平台系统坐标系中心的矢量列阵；

r_b——惯性坐标系中心到星本体坐标系中心的矢量列阵；

A_ep——上平台系统坐标系到惯性坐标系的坐标转换矩阵；

A_ed——下平台系统坐标系到惯性坐标系的坐标转换矩阵；

r_rpi——上平台质心到上平台第i个支杆安装处的矢量列阵；

r_rbi——下平台质心到下平台第i个支杆安装处的矢量列阵；

r_db——卫星本体坐标系原点到下平台坐标系原点的矢量列阵；

步骤三：对式（1）求模，可以解得第i个支杆（2）的杆长l_i，表达形式如下

l_i＝||s_i||   (2)

步骤四：第i个支杆方向的单位向量定义为s_ui，计算s_ui，其表达形式如下所示

s_ui＝s_i/l_i   (3)

步骤五：求取第i个支杆的伸缩速度其表达形式分别如下

l·i=suiT(r·p+Aepωp×rrpi-Aeb(r·b+ωb×rdb)-Aedωb×rrbi)---(4)]]>

式（4）中：

A_eb——从卫星星体坐标系到惯性坐标系的坐标转换矩阵；

和ω_p分别是上平台系统的速度和角速度；

和ω_b分别是卫星星体的速度和角速度；

上标“×”表示矢量列阵的反对称斜方阵：若r=[r_x,r_y,r_z]^T，则：

r×=0-rzryrx0-rx-ryrz0]]>

步骤六：选用金属橡胶材质的支杆（2）作为隔振单元的正刚度部分（5），金属橡胶变形后的回复力可表示为：

F=-k1Δl-β(Δl)3-c1Δl·---(5-a)]]>

其中：Δl——支杆的变形量；

k₁——金属橡胶的刚度；

c₁——金属橡胶的阻尼；

β——常数参数；

步骤七：采用一组n个弹簧作为隔振单元的负刚度部分（6），该n个弹簧与f负刚度部分（6）垂直安装，并施加预紧力以形成负刚度；所述的弹簧（8）的刚度为k₂，预紧力使弹簧（8）产生的压缩量为x₄；

步骤八：所述的一种用于提高航天器姿态控制性能的隔振平台，连接正刚度部分（5）与负刚度部分（6）的连杆各段长度分别为l_a,l_b,l_c，根据几何关系可算得：

负刚度部分（6）产生的变形-负刚度力关系为：

f3=(k2lb2la2lc-k2x4lbla)Δllc2-(Δl)2-k2lb2la2Δl---(5-b)]]>

整根支杆上平台（1）安装处的变形-回复力关系为：

fsi=-k1(Δl)-β(Δl)3-c1(Δl·)-nf3---(6-a)]]>

根据牛顿第三定律，下平台（3）安装处的变形-回复力关系为：

f_ui＝-f_si   (6-b)

步骤九：由得出的各个支杆对上平台（1）连接点和对下平台（3）连接点的力，根据力的相互作用原理，可推得出含有一套隔振平台（11）的整星动力学方程；该方程包含了上平台系统的动力学方程和下平台系统的动力学方程，具体如下所示：

mpr··p-Sp×ω·p=ApbΣi=1NFsi+FdIpω·p+ωp×Ipωp+Sp×r··p=Tc-Σi=1Nrrpi×ApbFsi+Td---(7)]]>

mbr··b-Sb×ω·b=AdbΣi=1NFuiIbω·b+ωb×Ibωb+Sb×r··b=-Σi=1N(Abdrrbi+rdb)×(AbeFui)---(8)]]>

式（7）是上平台系统的动力学方程；式（8）是下平台系统的动力学方程；

式中：m_p——上平台系统的质量；

I_p——上平台系统的转动惯量；

m_b——卫星星体的质量；

I_b——卫星星体的转动惯量；

S_p——上平台系统的静矩；

S_b——卫星星体的静矩；

T_c——执行机构产生的有效输出力矩；

F_d——执行机构自身产生的扰动力；

T_d——执行机构自身产生的扰动力矩；

各支杆（2）作用力的求解，即式（1）～式（6）对每个隔振平台（11）都适用，并且各支杆（2）作用力的表达式也均相同；

步骤十：在卫星姿态稳定控制中经常认为姿态角度θ和ψ为小角度，可以得知卫星星体的姿态角速度等同于卫星星体角速度ω_b，上平台系统的姿态角速度等同于上平台系统角速度ω_p；对姿态角速度进行时间积分可以解得姿态角度；由得知的上平台系统的姿态角度和角速度以及卫星星体的姿态角度和角速度；

步骤十一：再重复步骤二到步骤十，直到卫星姿态稳定；即可绘制光学有效载荷姿态角度和姿态角速度效果图，可通过效果图判定光学有效载荷成像精度和稳定度的提高程度。

3.根据权利要求1所述的一种用于提高航天器姿态控制性能的隔振平台或根据权利要求2所述的一种提高航天器姿态控制性能的方法，其特征在于：所述隔振平台（11）的上平台（1）和下平台（3）采用钛合金材料。