CN106484929A - 一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法 - Google Patents

Abstract

航天器的姿控的成败除了依赖于姿控发动机的性能发挥外，更取决于飞控中心对于航天器质量特性的掌握程度，特别是转动惯量对于姿控有着根本性的影响。本发明提出了一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，用于计算月球探测航天器多种飞行状态下的转动惯量。在该月球探测航天器的不同飞行阶段，推进剂的消耗，以及舱段间的分离、对接，使得航天器的转动惯量不断发生变化。本发明通过对航天器上所有结构、设备、推进剂等的不同状态下的转动惯量的转换、状态切换、集成加总，方便快捷地得到月球探测航天器的不同状态下的转动惯量。

Description

一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法

技术领域

本发明涉及月球探测航天器质量特性计算方法，具体涉及一种月球探测航天器多状态的转动惯量计算方法。

背景技术

随着宇航技术的不断进步，航天器复杂程度不断加深，功能不断加强，对航天器姿态控制的要求也随之提高。航天器的状态随着飞行阶段的不同，由于推进剂的消耗、飞行组件的组合变化等因素导致状态的不断变化，需要针对多种状态进行姿控。姿态控制的关键在于对航天器转动惯量的精确把握。通过三维设计软件可以分析得到航天器一种状态下的转动惯量。但多种状态下的转动惯量计算，首先需要进行不同状态的切换设置，这对于三维设计软件来说，是比较困难的，无法便捷地实现状态切换。基于此，本文创新地提出了一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，用于计算月球探测航天器多种飞行状态下的转动惯量。

发明内容

本发明的目的在于提供一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，以实现航天器多状态的转动惯量计算。

为了达到上述的目的，本发明提供一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其步骤包括：

步骤1，初始化，进行航天器上所有构成要素的信息输入；

步骤2，航天器所有计算状态的定义；

步骤3，计算航天器所有计算状态的总重量；

步骤4，计算航天器所有计算状态的质心；

步骤5，一种状态下的所有要素的转动惯量旋转变换；

步骤6，该状态下的所有要素的转动惯量平移变化；

步骤7，该状态的转动惯量计算；

步骤8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算。

所述计算方法中，航天器不同状态下的转动惯量与其质心有关；每一个组成部分的惯量随着总质心的变化而变化，需要不断切换状态，以得到不同状态下的转动惯量，最终得到不同状态下的航天器的转动惯量。

进一步，所述月球探测航天器多状态转动惯量计算方法中，计算过程如下：步骤1，初始化，进行各要素信息输入

航天器由众多要素组成，部分要素在不同状态下的质量特性数据和安装极性数据有所不同，将所有不同数据均视为独立的要素。本步骤进行计算初始化，完成各组成要素的信息输入：任一要素i的重量 、其质心在航天器坐标系O-XYZ中的位置和安装极性、其相对于自身质心坐标系O_i-U_iV_iW_i的转动惯量；

其中：

O-XYZ：航天器根据右手准则确定的正交坐标系；

O_i-U_iV_iW_i：任一要素i根据右手准则确定的本体正交坐标系；

、、：任一要素i的质心在O-XYZ中的坐标值；

、、：任一要素i在O_i-U_iV_iW_i坐标轴上的正交单位矢量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、、、、：任一要素i相对于自身质心坐标系O_i-U_iV_iW_i的转动惯量的六个分量。

步骤2，所有计算状态的定义

任一计算状态j，是步骤1中部分要素的组合。本步骤主要明确任一状态的组成要素，体现在后续步骤的数据加总计算中。

步骤3，每一计算状态的总重量计算

任一计算状态j下的总重量为该状态下所有组成要素的重量累加：

步骤4，每一计算状态的质心计算

任一计算状态j下的航天器质心：

其中：

、、为状态j下的航天器质心在O-XYZ中的位置数据。

进一步，步骤5，一种状态下所有要素的转动惯量旋转变换

任一要素i相对于航天器不同状态的不同质心坐标系，其转动惯量均不同。任一要素i的本体转动惯量需要进行旋转变换和平移变换才能得到任一状态j下的相对于航天器质心坐标系O_CGj-X_CGjY_CGjZ_CGj的转动惯量。

将要素i的质心坐标系O_i-U_iV_iW_i绕其质心旋转为与航天器坐标系平行的新质心坐标系O_i ^′ -U_i ^′ V_i ^′ W_i ^′ ，要素i相对于O_i ^′ -U_i ^′ V_i ^′ W_i ^′ 的转动惯量为 ：

——转动惯量旋转变换公式

其中：

O_CGj-X_CGjY_CGjZ_CGj的原点为状态j下质心，坐标系与O-XYZ平行；

、、、、 、 为 的六个分量。

步骤6，一种状态下所有要素的转动惯量平移变换

状态j下的任一要素i相对于航天器质心坐标系O_CGj-X_CGjY_CGjZ_CGj的转动惯量：

步骤7，一种状态的航天器转动惯量计算结果

对状态j下的所有组成部分进行转动惯量集成加总：

步骤8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算

将状态切换到下一状态，进行新状态下的转动惯量计算，最终得到所需航天器所有状态下的转动惯量。

本发明带来以下有益效益：

采用本发明为月球探测任务提供了一种计算航天器多状态转动惯量的方法，相比较三维设计软件分析计算而言，此计算方法可灵活进行状态切换，快速计算得到多状态下的转动惯量，大大提高计算效率。通过质量特性测试表明，此种转动惯量计算方法具有精度高、速度快、操作简单方便的特点，可以方便的进行工程化，并可用于实现月球探测航天器飞行控制系统设计中。

附图说明

本发明的月球探测航天器多状态转动惯量计算方法由以下的实施例及附图给出。

图1是月球探测航天器多状态转动惯量计算方法原理图。

具体实施方式

以下将结合图1对本发明实施例的月球探测航天器多状态转动惯量计算方法作进一步的详细描述。

参见图1。本发明提供一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，包括以下步骤：

步骤1，初始化，进行航天器上所有构成要素的信息输入；

步骤2，航天器所有计算状态的定义；

步骤3，计算航天器所有计算状态的总重量；

步骤4，计算航天器所有计算状态的质心；

步骤5，一种状态下的所有要素的转动惯量旋转变换；

步骤6，该状态下的所有要素的转动惯量平移变化；

步骤7，该状态的转动惯量计算；

步骤8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算。

在本发明的实施例中，使用了Excel进行了数据计算。Excel具有简单方便快捷、功能强大的特点。通过Excel对组成要素状态数据进行列表，编辑公式进行统计计算，得到所有组合状态的质量、质心数据，并进行状态切换计算所有状态下的转动惯量。

计算过程如下：

1，初始化，信息列表。将组成要素的重量、质心在航天器坐标系中的坐标、安装姿态、关于自身质心的转动惯量共19个数据列表，所有数据均为Excel表中的一个计算数据。

2，状态定义。明确所求状态的要素组成。

3，累加重量。利用Excel累加公式计算状态j下的航天器总重量：

4，质心计算。利用Excel累加公式计算并除以总重量得到航天器状态j下的质心位置：

5，转动惯量旋转变换。利用转动惯量旋转变换公式，对Excel表中数据进行计算得到旋转换后的要素转动惯量。

6，转动惯量平移变换。将要素转动惯量从要素质心位置转换到该状态下的航天器质心位置，得到要素对航天器转动惯量的贡献值。

7，转动惯量统计计算。利用Excel累加公式计算得到状态j下的航天器转动惯量：

8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算。由于第一步的信息列表是把所有构成要素的所有状态进行列表，并且航天器质心坐标系是与航天器坐标系保持平行关系不变，因此，构成要素的姿态变换后的转动惯量是不随状态变化而变化的。但随着状态的变化，构成要素质心相对于航天器质心坐标系是不断变化的，构成要素的转动惯量坐标平移影响是随状态变化而变化的。而这个变化因素决定于不同状态下的航天器质心位置。只要通过切换航天器质心数据，利用转动惯量坐标平移公式，即可得到构成要素对航天器的转动惯量贡献值。这种切换，在Excel中，只要通过赋予固定的三个单元以不同的质心数据即可实现。

虽然本发明仅联系一个优选实施例进行说明，但是应当理解，这并不意味着本发明将局限于该实施例。相反，本发明将包括可以包含在由所附的权利要求书所限定的本发明的精神和范围内的所有替代，变更和等同方案。

Claims (5)

1.一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其特征在于，其步骤包括：

步骤1，初始化，进行航天器上所有构成要素的信息输入；

步骤2，航天器所有计算状态的定义；

步骤3，计算航天器所有计算状态的总重量；

步骤4，计算航天器所有计算状态的质心；

步骤5，一种状态下的所有要素的转动惯量旋转变换；

步骤6，该状态下的所有要素的转动惯量平移变化；

步骤7，该状态的转动惯量计算；

步骤8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算；

所述计算方法中，不同状态下的转动惯量与其质心有关；每一个组成部分的惯量随着总质心的变化而变化，需要不断切换状态，以得到不同状态下的转动惯量，最终得到不同状态下的航天器的转动惯量。

2.如权利要求1所述的一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其特征在于，所述步骤1中：

步骤1，初始化，各要素信息输入

航天器由众多要素组成，部分要素在不同状态下的质量特性数据和安装极性数据有所不同，将所有不同数据均视为独立的要素；本步骤进行计算初始化，完成各组成要素的信息输入：任一要素i的重量 、其质心在航天器坐标系O-XYZ中的位置和安装极性、其相对于自身质心坐标系O_i-U_iV_iW_i的转动惯量；

其中：

O-XYZ：航天器根据右手准则确定的正交坐标系；

O_i-U_iV_iW_i：任一要素i根据右手准则确定的本体正交坐标系；

、、：任一要素i的质心在O-XYZ中的坐标值；

、、：任一要素i在O_i-U_iV_iW_i坐标轴上的正交单位矢量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、：单位矢量在O-XYZ中X、Y、Z三轴上的分量；

、、、、、：任一要素i相对于自身质心坐标系O_i-U_iV_iW_i的转动惯量的六个分量。

3.如权利要求2所述的一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其特征在于，所述步骤2～4中：

步骤2，所有计算状态的定义

任一计算状态j，是步骤1中部分要素的组合；本步骤主要明确任一状态的组成要素，体现在后续步骤的数据加总计算中；

步骤3，每一计算状态的总重量计算

任一计算状态j下的总重量为该状态下所有组成要素的重量累加：

步骤4，每一计算状态的质心计算

任一计算状态j下的航天器质心：

其中：

、、为状态j下的航天器质心在O-XYZ中的位置数据。

4.如权利要求1所述的一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其特征在于，所述步骤5中：

步骤5，一种状态下所有要素的转动惯量旋转变换

将要素i的质心坐标系O_i-U_iV_iW_i绕其质心旋转为与航天器坐标系平行的新质心坐标系O_i ^′ -U_i ^′ V_i ^′ W_i ^′ ，要素i相对于O_i ^′ -U_i ^′ V_i ^′ W_i ^′ 的转动惯量为：

其中：

O_CGj-X_CGjY_CGjZ_CGj的原点为状态j下质心，坐标系与O-XYZ平行；

、、、、 、 为 的六个分量。

5.如权利要求1所述的一种月球探测航天器多状态转动惯量计算方法，其特征在于，所述步骤6～8中：

步骤6，一种状态下所有要素的转动惯量平移变换

状态j下的任一要素i相对于航天器质心坐标系O_CGj-X_CGjY_CGjZ_CGj的转动惯量：

步骤7，一种状态的航天器转动惯量计算结果

对状态j下的所有组成部分进行转动惯量集成加总：

步骤8，状态切换，进行下一状态计算，直至完成所有状态计算

如果所有需要计算的状态已经计算完成则结束计算，如未完成将状态切换到下一状态，进行新状态下的转动惯量计算，最终得到所需航天器所有状态下的转动惯量。