本發(fā)明涉及衛(wèi)星，具體地，涉及一種非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法及系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
1、傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺受飛輪、推力器等活動部件和太陽帆板、大型展開天線等撓性部件引發(fā)的振動干擾影響，指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度難以再實現(xiàn)量級突破，無法滿足對地遙感觀測、深空探測等領(lǐng)域的超高精度目標(biāo)觀測提出的超高指向精度、超高穩(wěn)定度要求。非接觸式衛(wèi)星平臺通過非接觸式執(zhí)行機構(gòu)將衛(wèi)星平臺拆分為平臺艙和載荷艙，隔絕振源部件對有效載荷的影響，控制載荷艙實現(xiàn)超高精度和超高穩(wěn)定度指向。
2、非接觸式衛(wèi)星平臺的兩艙間布設(shè)位姿調(diào)整裝置、重復(fù)連接裝置、主動段剛性承載裝置等單機，單機運動空間決定了兩艙間的位姿極限，這是非接觸式衛(wèi)星平臺姿態(tài)控制的重要輸入。目前，兩艙位姿極限多是根據(jù)某一單機相對運動范圍初步計算、隨后基于此數(shù)值檢驗其他單機干涉情況，過程簡單但反復(fù)迭代，但未形成系統(tǒng)、高效的計算方法，僅適合艙間單機數(shù)量較少的情況，因此需要一種更為通用的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、針對現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法及系統(tǒng)。
2、根據(jù)本發(fā)明提供的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法，包括：
3、步驟s1：選定非接觸式衛(wèi)星平臺的載荷艙和平臺艙相對位姿計算坐標(biāo)系為基礎(chǔ)坐標(biāo)系，根據(jù)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系將單機模型數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換至基礎(chǔ)坐標(biāo)系下；
4、步驟s2：分析艙間單機隸屬于載荷艙和平臺艙的成對配合特征，建立不同配合特征的數(shù)學(xué)模型，計算繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)時的極限位置點；
5、步驟s3：建立載荷艙繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的旋轉(zhuǎn)模型，確定各坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)角對應(yīng)的極限位置點位移方位約束，分析艙間單機配合特征的相對運動范圍，建立兩艙位姿約束模型；
6、步驟s4：計算得到載荷艙在不同艙間單機運動約束下的極限姿態(tài)，以正向旋轉(zhuǎn)和逆向旋轉(zhuǎn)的最小角度作為兩艙間的姿態(tài)極限。
7、優(yōu)選地，所述步驟s2包括：
8、步驟s2.1：分析配合特征結(jié)構(gòu)并確定類型，包括平面配合特征、曲面配合特征以及組合配合特征；
9、步驟s2.2：根據(jù)平面配合特征和曲面配合特征建立配合特征的數(shù)學(xué)模型；
10、步驟s2.3：計算繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)時、艙間單機配合特征的極限位置點，極限位置點為兩艙相對運動時、艙間單機極有可能干涉的接觸點。
11、優(yōu)選地，所述步驟s2.3包括：構(gòu)建平行于基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸、包絡(luò)平面配合特征、曲面配合特征的最小外輪廓，極限位置點為最小外輪廓與配合特征的交點。
12、優(yōu)選地，所述步驟s3包括：
13、步驟s3.1：根據(jù)極限位置點隨坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)后的位移變化量，確定不同坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)對應(yīng)的位移方位約束；
14、步驟s3.2：分析艙間單機配合特征的相對運動范圍，建立兩艙位姿約束模型；
15、步驟s3.3：檢查約束是否成立或者是偽約束，更新兩艙位姿約束模型。
16、根據(jù)本發(fā)明提供的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算系統(tǒng)，包括：
17、模塊m1：選定非接觸式衛(wèi)星平臺的載荷艙和平臺艙相對位姿計算坐標(biāo)系為基礎(chǔ)坐標(biāo)系，根據(jù)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系將單機模型數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換基礎(chǔ)此坐標(biāo)系下；
18、模塊m2：分析艙間單機隸屬于載荷艙和平臺艙的成對配合特征，建立不同配合特征的數(shù)學(xué)模型，計算繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)時的極限位置點；
19、模塊m3：建立載荷艙繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸的旋轉(zhuǎn)模型，確定各坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)角對應(yīng)的極限位置點位移方位約束，分析艙間單機配合特征的相對運動范圍，建立兩艙位姿約束模型；
20、模塊m4：計算得到載荷艙在不同艙間單機運動約束下的極限姿態(tài)，以正向旋轉(zhuǎn)和逆向旋轉(zhuǎn)的最小角度作為兩艙間的姿態(tài)極限。
21、優(yōu)選地，所述模塊m2包括：
22、模塊m2.1：分析配合特征結(jié)構(gòu)并確定類型，包括平面配合特征、曲面配合特征以及組合配合特征；
23、模塊m2.2：根據(jù)平面配合特征和曲面配合特征建立配合特征的數(shù)學(xué)模型；
24、模塊m2.3：計算繞基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)時、艙間單機配合特征的極限位置點，極限位置點為兩艙相對運動時、艙間單機極有可能干涉的接觸點。
25、優(yōu)選地，所述模塊m2.3包括：構(gòu)建平行于基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸、包絡(luò)平面配合特征、曲面配合特征的最小外輪廓，極限位置點為最小外輪廓與配合特征的交點。
26、優(yōu)選地，所述模塊m3包括：
27、模塊m3.1：根據(jù)極限位置點隨坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)后的位移變化量，確定不同坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)對應(yīng)的位移方位約束；
28、模塊m3.2：分析艙間單機配合特征的相對運動范圍，建立兩艙位姿約束模型；
29、模塊m3.3：檢查約束是否成立或者是偽約束，更新兩艙位姿約束模型。
30、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：
31、本發(fā)明通過分析并建立艙間單機配合特征的數(shù)學(xué)模型，計算確定兩艙相對姿態(tài)變化時的極限位置點，利用運動空間和各坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)角確定的方位約束建立位姿約束模型，計算得到兩艙相對姿態(tài)約束極限；本發(fā)明從理論分析和數(shù)學(xué)模型的角度建立了非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法及系統(tǒng)，適用于大多數(shù)具有配合特征的單機姿態(tài)極限計算，具有較好的應(yīng)用前景。
1.一種非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法，其特征在于，包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法，其特征在于，所述步驟s2包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法，其特征在于，所述步驟s2.3包括：構(gòu)建平行于基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸、包絡(luò)平面配合特征、曲面配合特征的最小外輪廓，極限位置點為最小外輪廓與配合特征的交點。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算方法，其特征在于，所述步驟s3包括：
5.一種非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算系統(tǒng)，其特征在于，包括：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算系統(tǒng)，其特征在于，所述模塊m2包括：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算系統(tǒng)，其特征在于，所述模塊m2.3包括：構(gòu)建平行于基礎(chǔ)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸、包絡(luò)平面配合特征、曲面配合特征的最小外輪廓，極限位置點為最小外輪廓與配合特征的交點。
8.根據(jù)權(quán)利要求5所述的非接觸式衛(wèi)星平臺艙間位姿極限解算系統(tǒng)，其特征在于，所述模塊m3包括：