CN106406332A - 利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其包括下列步骤：步骤一，建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系；步骤二，根据推力器的喷气特点，构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励，对卫星施加单方向的激励；步骤三，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态，当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度。本发明能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性，适合卫星太阳翼在轨模态测量，针对性强。

Description

利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法
技术领域
本发明涉及一种模态激励方法，特别是涉及一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法。
背景技术
卫星在轨太阳阵模态辨识采用姿态和轨道控制用的推力器激励，在轨运行初期的辨识实验是一种必须考虑安全性，即必须将对星载飞行任务的影响控制在最小且充分考虑安全性的试验，因此希望采用既能将危险性控制在最低限度，又可有效地做到要尽量在稳态状态下实验辨识的激励方法。
目前利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，存在以下问题：
(1)太阳阵在轨模态参数激励方法，激励源的特征在时域上或频率上是未知的。在轨卫星太阳阵模态辨识需要实时性，同时要考虑激励源的复杂性和随机性。受地面试验条件限制，不能准确可靠的展现太阳翼在轨状态，导致设计过程中可靠性偏高或者偏低，使得过程参数与在轨实际情况不一致，存在着可靠性问题；
(2)缺乏利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性，适合卫星太阳翼在轨模态测量，针对性强。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其包括下列步骤：
步骤一，建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系；
步骤二，根据推力器的喷气特点，构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励，对卫星施加单方向的激励；
步骤三，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态，当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度；
步骤四，根据在轨模态辨识的数据进行解算，评价在轨推力器激励的效果。
优选地，所述步骤四解算在轨模态辨识的数据指根据建立的分析模型对在轨模态所需的力进行解算，获得喷气特点包括推力器的喷气强度、喷气时间、喷气方向。
优选地，所述步骤三施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态的过程中评估卫星受到推力器后的运动模式，反向激励方式以抵消推力器的转动为主，确定反向激振的喷气时长、喷气间隔。
优选地，所述推力器喷气后无其它扰动太阳阵自由状态需保持一段时间。
本发明的积极进步效果在于：本发明能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性，适合卫星太阳翼在轨模态测量，针对性强。本发明的激励方法只要对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，就可以满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性。本发明适合卫星太阳翼在轨模态测量。在轨条件为卫星太阳阵的模态激励带来了很多的约束。本发明提出的激励方法具有无附加重量、可靠性高等优点。
附图说明
图1为本发明的流程图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法包括下列步骤：
步骤一，建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系；
步骤二，根据推力器的喷气特点，构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励，对卫星施加单方向的激励；
步骤三，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态，当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度；
步骤四，根据在轨模态辨识的数据进行解算，评价在轨推力器激励的效果。
步骤四解算在轨模态辨识的数据指根据建立的分析模型对在轨模态所需的力进行解算，获得喷气特点包括推力器的喷气强度、喷气时间、喷气方向。
步骤三施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态的过程中评估卫星受到推力器后的运动模式，反向激励方式以抵消推力器的转动为主，确定反向激振的喷气时长、喷气间隔。
推力器喷气后无其它扰动太阳阵自由状态需保持一段时间，这样可以获得低频密级模态。
本发明的工作原理如下：本发明根据主基准和自基准的参照关系，建立推力器坐标系；根据推力器的喷气强度、喷气时间、喷气方向以及喷气间隔，进行不同的喷气组合并实施激励；判读卫星姿态稳定度，若卫星的自由转动角度超过预警值，实施反向激振；从激振出来的弹性模态和刚体模态中，比较所有模态的频率、阻尼和振型，最后确定是否满足要求。本发明通过卫星推力器的喷气特点根据推力器的喷气特点，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得达到稳定的姿态，判读激振出所需模态则实现要求。解决了太阳翼在轨模态激励的问题，确保在轨太阳阵激励出所需的模态，满足模态试验的要求。
综上所述，本发明能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性，适合卫星太阳翼在轨模态测量，针对性强。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其特征在于，其包括下列步骤：
步骤一，建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系；
步骤二，根据推力器的喷气特点，构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励，对卫星施加单方向的激励；
步骤三，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态，当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度；
步骤四，根据在轨模态辨识的数据进行解算，评价在轨推力器激励的效果。
2.如权利要求1所述的利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其特征在于，所述步骤四解算在轨模态辨识的数据指根据建立的分析模型对在轨模态所需的力进行解算，获得喷气特点包括推力器的喷气强度、喷气时间、喷气方向。
3.如权利要求1所述的利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其特征在于，所述步骤三施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态的过程中评估卫星受到推力器后的运动模式，反向激励方式以抵消推力器的转动为主，确定反向激振的喷气时长、喷气间隔。
4.如权利要求1所述的利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其特征在于，所述推力器喷气后无其它扰动太阳阵自由状态需保持一段时间。
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