CN105157728A - 可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，利用卫星在轨飞行时卫星本体角速度的测量数据，辨识整星的模态频率和模态阻尼比参数。陀螺的测量噪声短期内近似可看做常值漂移和随机漂移两部分，对陀螺数据进行差分处理并利用高斯噪声三阶累积量恒为零的性质，可抑制这两部分噪声对辨识结果的影响。与现有技术相比，可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，可以利用星上陀螺的量测数据进行模态参数辨识并抑制量测噪声的影响，提高了算法的辨识精度。

Description

可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法

技术领域

本发明涉及一种挠性卫星模态参数辨识技术，根据卫星运行过程中星体角速度的变化，抑制陀螺量测产生的常值漂移和高斯噪声两项误差的整星模态频率和模态阻尼比辨识方法。

背景技术

带有大型天线和帆板等挠性结构的卫星在控制过程当中，为了避免激起附件振动且实现卫星姿态的高精度高稳定度控制，需要提高控制模型的精度，而地面建模已不足以满足控制精度的要求，为此，需要利用卫星在轨运行数据进行在轨状态参数的辨识。

目前，国内还没有利用卫星在轨数据进行辨识的案例；国外进行辨识主要是在挠性附件上安装加速度计或者光敏相机等敏感器来测量元件来测量帆板的振动，进而利用这些数据辨识系统的模态参数。但这些方法所需的测量元件无疑提高了结构的复杂度，为此，需要考虑利用星上已有的测量元件(如陀螺、星敏感器等)的数据进行模态参数的辨识工作。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明提供一种可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，能够利用现有的星上敏感器的测量数据，不需要额外增加新的测量元件，利用帆板展开过后星体的耦合振动数据进行模态参数的辨识，并抑制量测噪声引起的辨识误差。

为解决上述技术问题，本发明通过以下的技术方案实现：

一种可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，利用卫星在轨飞行时卫星本体角速度的测量数据辨识整星的模态频率和模态阻尼比参数，陀螺的测量噪声短期内近似看做常值漂移和随机漂移两部分，对陀螺数据进行差分处理并利用高斯噪声三阶累积量恒为零的性质，抑制这两部分噪声引起的辨识误差，提高辨识精度。

具体步骤如下：

1)卫星星箭分离后，进入地球捕获模式，完成地球捕获之后进入不控模式，帆板展开，帆板展开的最后一下冲击会引起卫星的抖动，利用陀螺测量收到帆板展开到位信号后星体角速度的变化,并实时下传至地面站存储；

2)将星上陀螺的三轴角速度数据下传至地面计算机，从下传数据包中提取出陀螺角速度值并转换为十进制数据，此时的陀螺测量角速度为星体相对于惯性系的角速度在本体系下的投影，其中包含了陀螺常值漂移和高斯噪声；

3)将陀螺角速度进行差分处理,得到差分陀螺角速度，消除陀螺常值漂移以及轨道常值角速度的影响，再将差分角速度构造成Hankel矩阵形式，选取辅助变量，利用高斯噪声三阶累积量恒为零这一特性，消除Hankel矩阵中差分陀螺角速度中的高斯噪声的影响；

4)针对步骤3处理后的输出构型矩阵，求解整星系统的极点，并利用系统极点与频率和阻尼比之间的关系求解整星系统的模态频率和阻尼比参数，评判某阶模态对卫星稳定性和机动性能的影响。

本发明采用的方法和现有技术相比，其优点和有益效果是：

帆板展开完成后的最后一下冲击引起的振动会耦合到星体的角速度上，利用陀螺测量的角速度中包含了整星的振动信息，采用陀螺的量测数据进行辨识时，需要考虑到陀螺的量测误差，陀螺量测误差短期内可以看做常值漂移+高斯噪声，本发明通过可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，利用角速度差分以及高斯噪声三阶累积量恒为零这两种形式，解决了陀螺量测数据中包含了常值漂移和高斯噪声所带来的辨识误差问题，提高了辨识精度；同时还不需要在挠性附件上额外安装敏感器，仅利用星上已有的陀螺便可进行振动数据的采集，降低了卫星的成本和设计难度，利于工程实现。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明，其中：

图1为本发明的星上模式转换图；

图2为太阳帆板完全展开后卫星星体及陀螺的坐标系定义示意图陀螺；

图3为本发明的地面数据处理流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示,本发明的星上模式转换图，当卫星与火箭分离之后，首先进入消初偏控制模式，对卫星星体的角速度进行阻尼控制，使卫星星体(含所有转动部件)的角动量达到捕获地球控制前的需要；随后以红外地平仪和陀螺为测量元件喷气控制进行对地捕获控制，稳定捕获到地球且卫星角动量达到一定要求后进入不控模式，在此模式下进行帆板展开，接收到帆板展开到位信号后，记录t秒内的陀螺测量数据，随后将数据下传至地面站，处理得到卫星本体的转动角速度信息；

如图2所示，卫星本体1，太阳帆板2，星上陀螺3，O_bX_bY_bZ_b为卫星本体坐标系，其中O_b为整星质心，X_b为卫星星飞行方向，Z_b指向地心，Y_b与X_b、Z_b构成右手法则；OXYZ为陀螺量测坐标系，三轴指向与卫星本体坐标系重合。帆板展开完成后的最后一下冲击会引起帆板的振动，而此振动会通过耦合作用传递到卫星本体上，体现为卫星本体的角速度发生变化，因此卫星本体的角速度信号中也包含了整星的振动信息。

如图3所示为本发明的地面数据处理流程图，陀螺工作时测量的是卫星本体相对于惯性系的角速度在本体系下的投影ω，ω中包含了常值项(卫星轨道角速度、陀螺常值漂移)和高斯噪声项，需要对这两项干扰处理。首先，将陀螺角速度值进行差分，得到差分角速度Δω，这里取t秒内的nt个数据(n为采样频率)构成(nt/2)×(nt/2+1)维的Hankel矩阵，如下：

构造辅助变量如下：

其中，·×表示举证对应元素相乘。令Γ＝H×M^T，则Hankel矩阵中的高斯噪声部分构成三阶累积量的形式，利用高斯噪声三阶累积量恒为零这一特点将输出构型矩阵Γ中关于高斯噪声的部分消除。

得到输出构型矩阵Γ后，根据Γ的结构特点，选取一个模态评判准则，可以求出原系统矩阵A的一种等价实现A1，通常，星上重点关注1Hz以下的低频部分，因此求取A1时通常截断阶数选取5阶即可。考虑到A和A1具有相同的系统特征值，再利用系统特征值与频率和阻尼比之间的对应关系即可求得整星系统的模态频率和阻尼比。系统特征值和模态参数之间的关系如下：

${\mathrm{\Ω}}_i=\sqrt{{\left(z_i^{\mathrm{Re}}\right)}^2+{\left(z_i^{\mathrm{Re}}\right)}^2}$

${\mathrm{\ξ}}_i=\left|z_i^{\mathrm{Re}}\right|/f_i$

其中，Ω_i表示第i阶模态频率；

ξ_i表示第i阶模态阻尼比；

z_i表示第i个特征值；

上标Re表示实部，Im表示虚部；

由于求解A1的过程当中可能会引入虚假模态以及发生模态截断，因此选取一个合适的模态评判准则很重要，从工程实际的角度考虑，不仅需要考虑每种振动模态的总能量，还需要对模态衰减速度等性能有一个综合性的评价，判断该阶模态对卫星稳定性能或是机动性能的影响。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (6)

1.一种可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，利用卫星在轨飞行时卫星本体角速度的测量数据，辨识整星的模态频率和模态阻尼比参数，陀螺的测量噪声短期内近似看做常值漂移和随机漂移两部分，对陀螺数据进行差分处理并利用高斯噪声三阶累积量恒为零的性质，抑制这两部分噪声引起的辨识误差，提高辨识精度。

2.根据权利要求1所述的可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，主要包括如下步骤：

1)卫星完成对地捕获后进入不控模式，此时展开帆板，收到帆板展开到位信号后采集卫星的振动数据；

2)帆板的振动信息耦合到卫星本体角速度上，利用陀螺测量卫星本体角速度信息并下传至地面站进行处理；

3)对陀螺测量的卫星本体角速度信息进行差分处理，得到差分角速度，此差分角速度信息中抑制了卫星轨道角速度和陀螺常值漂移偏差的影响，用此差分角速度构造Hankel矩阵，根据高斯噪声三阶累积量恒为零的性质，选择辅助变量抑制高斯噪声的影响；

4)针对得到的输出构型矩阵，求解整星系统的极点，并利用系统极点与频率和阻尼比之间的关系求解整星系统的模态频率和阻尼比参数，综合评判某阶模态对卫星稳定性和机动性能的影响。

3.根据权利要求2所述的可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，所述步骤3)中，陀螺测量的角速度为ω，ω中包含了卫星轨道角速度、陀螺常值漂移和高斯噪声项，将陀螺角速度值进行差分，得到差分角速度Δω，取t秒内的nt个数据构成(nt/2)×(nt/2+1)维的Hankel矩阵，n为采样频率，如下：

构造辅助变量如下：

其中，·×表示举证对应元素相乘，令Γ＝H×M^T，则Hankel矩阵中的高斯噪声部分构成三阶累积量的形式，利用高斯噪声三阶累积量恒为零这一特点将输出构型矩阵Γ中关于高斯噪声的部分消除。

4.根据权利要求3所述的可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，所述步骤4)中，得到输出构型矩阵Γ后，根据Γ的结构特点，选取一个模态评判准则，求出原系统矩阵A的一种等价实现A1，考虑到A和A1具有相同的系统特征值，再利用系统特征值与频率和阻尼比之间的对应关系即能求得整星系统的模态频率和阻尼比，系统特征值和模态参数之间的关系如下：

${\mathrm{\Ω}}_i=\sqrt{{\left(z_i^{\mathrm{Re}}\right)}^2+{\left(z_i^{\mathrm{Re}}\right)}^2}$

${\mathrm{\ξ}}_i=\left|z_i^{\mathrm{Re}}\right|/f_i$

其中，Ω_i表示第i阶模态频率；

ξ_i表示第i阶模态阻尼比；

z_i表示第i个特征值；

上标Re表示实部，Im表示虚部。

5.根据权利要求4所述的可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，求取A1时截断阶数选取5阶。

6.根据权利要求4所述的可抑制陀螺噪声影响的挠性卫星模态参数辨识方法，其特征在于，所述模态评判准则包括从振动模态的总能量以及模态衰减速度方面综合评判该阶模态对卫星稳定性能或是机动性能的影响。