[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

说明书

技术领域

本发明涉及一种提高航天器姿态控制性能的方法及实现该方法的隔振平台，特别涉及一种使用正负刚度技术提高航天器姿态控制性能的方法及实现该方法的隔振平台，属于高频振动控制领域。

背景技术

目前航天器上主要的振动部件是飞轮或控制力矩陀螺等带有高速转子的执行机构。它们的振动主要是由高速转子的静动不平衡以及机械轴承的安装误差造成的，所产生的振动会直接影响光学载荷的成像质量。结合使用一种挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计方法（耿云海，崔祜涛，崔海英，杨涤.挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计[J].系统工程与电子技术.2001，23（6）：55-58），并加入飞轮产生的振动，则可得知卫星的姿态精度和稳定度分别是5.6×10^-3°和3.4×10^-4°/s，此环境情况下，还达不到光学有效载荷的高成像质量。

在振动隔离技术中，隔振元件的材料参数选择也是决定隔振效果好坏的关键性因素。对传统的弹簧-阻尼隔振原件，弹簧的刚度若选择得过小，则隔振平台的固有频率较低，可能不能达到期望的隔振效果；刚度若选择得过大，则隔振平台本身在工作中又易产生高频振动，且在高频扰动情况下会产生较大的共振峰值；自然界的单一物质阻尼比通常小于1，传统的阻尼器在实际应用中都会有衰减较慢的缺陷。而正负刚度技术作为一种新型隔振技术，通过正刚度部分与负刚度部分的几何关系，能够使普通的阻尼材料实现较大的阻尼比，目前已经广泛用于汽车坐垫等（赵强，高丽杰，正负刚度并联弹簧汽车座椅悬架设计与仿真，森林工程，2009.1，25（1）：33-36）。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提高航天器姿态控制性能，提高星上光学有效载荷成像精度和稳定度，本发明公开一种提高航天器姿态控制性能的方法及实现该方法的隔振平台。

本发明的方法是通过下述技术方案实现的。

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、下平台以及连接上平台和下平台的支杆。支杆中间段位于支杆中部，支杆中间段包括正刚度部分和负刚度部分。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，一般采用杠杆原理，使得其变形元件变形方向与正刚度部分变形方向相反，例如：负刚度部分可以采用一个连杆和一个弹簧，连杆组件由与正刚度部分相连的连杆和与弹簧连接的连杆组成，与正刚度部分相连的连杆对称布置，中心与正刚度部分相连；与弹簧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；负刚度部分工作过程为：当正刚度部分受到压缩变形时，变形会通过连杆支架传递到弹簧上，弹簧将会适当放松，在一定变形范围内，弹簧的回复力将会使正刚度部分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可以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之间，或光学有效载荷和卫星星体之间；当需要在光学有效载荷和卫星星体加装隔振平台时，光学有效载荷的底座和隔振平台的上平台固连，能够组成一套上平台系统。隔振平台的下平台固定连接在卫星星体上，共同组成了下平台系统。

所述隔振平台的上平台和下平台采用钛合金材料。

一种提高航天器姿态控制性能的方法，具体步骤如下：

步骤一：根据卫星所携带的光学载荷的个数来确定使用隔振平台的个数，做到每个光学载荷都使用对应大小的隔振平台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，该隔振平台共有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；