CN108154001A - 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统 - Google Patents

空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108154001A
CN108154001A CN201810166711.4A CN201810166711A CN108154001A CN 108154001 A CN108154001 A CN 108154001A CN 201810166711 A CN201810166711 A CN 201810166711A CN 108154001 A CN108154001 A CN 108154001A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
satellite
flexible
formula
dual
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810166711.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108154001B (zh
Inventor
孙俊
张宪亮
宋婷
宁雷
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN201810166711.4A priority Critical patent/CN108154001B/zh
Publication of CN108154001A publication Critical patent/CN108154001A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108154001B publication Critical patent/CN108154001B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Prostheses (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，该建模方法包含；获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量、挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量、挠性卫星的位姿一体化动力学模型、挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。本发明紧凑描述挠性卫星动力学的双耦合关系，提高计算效率，易于程序化，利于后续的控制器设计，提高控制精度。

Description

空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统
技术领域
本发明涉及挠性卫星动力学与控制研究领域，具体涉及一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统。
背景技术
高分对地观测技术的发展对我国的救灾搜寻、重点区域观测等领域具有重要意义，空间薄膜衍射成像双星编队观测方法是高分观测的一个研究热点。空间薄膜衍射成像双星编队由两颗卫星组成，其中一颗卫星携带目镜，一颗卫星携带衍射薄膜，衍射薄膜的直径量级可达几米至几十米，厚度仅有几十微米，属于大挠性体，因此该卫星在动力学描述时不可作为刚体对待。
在外太空环境中工作的薄膜衍射成像双星编队，因受到地球摄动、光压摄动、卫星机动等因素影响，薄膜衍射成像卫星的挠性附件发生振动，其振动对挠性卫星的中心刚体的位姿产生的耦合影响以及薄膜衍射成像卫星位置机动和姿态机动所产生耦合影响的一体化描述问题。
对于挠性卫星的动力学建模问题，普通的建模方法是将挠性附件、挠性卫星的中心刚体的线速度、角速度分开考虑，分别求解其线动量和角动量，然后利用动量定理和动量矩定理求解动力学方程，虽然考虑了挠性卫星的中心刚体与挠性附件的耦合作用，但是忽略了卫星系统机动时位置运动和姿态运动之间的耦合作用，而且这种独立建模的方式不利于控制器设计和控制精度的提高。
发明内容
本发明提供一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统，能够紧凑的描述挠性卫星动力学的强耦合关系，将其推导计算归纳到一个数学框架中。
为实现上述目的，本发明提供一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特点是，该建模方法包含；
建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系；
获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；
通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量；
通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量；
通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型；
通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；
描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
上述的卫星本体坐标系b与挠性附件坐标系f的位置姿态转换对偶四元数为：
式(1)中，bqf表示挠性附件坐标系f相对于卫星本体坐标系b的姿态对偶四元数，表示挠性附件坐标系的原点f到卫星本体坐标系b原点的位置矢量。
上述的卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为：
式(2)中，卫星本体坐标系b与轨道坐标系o的姿态对偶四元数，表示卫星本体坐标系b的原点与轨道坐标系o原点的位置矢量。
上述的挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件分为n个节点，每个节点k表示为一个质量元
通过挠性附件的每一个质量元与对应的对偶速度矢量获得动量如式(3)；
根据旋量的转换规则获得挠性附件任意一点k相对于挠性附件坐标系原点f的对偶惯量如式(4)：
其中，表示k点的Hermitian矩阵；
从而获得挠性附件的对偶惯量如式(5)：
其中,表示节点k的对偶速度旋量，表示节点k相对于附件坐标系的旋转角速度；
表示节点k相对于附件坐标系的线速度，表示如式(6)：
式(6)中，为挠性附件坐标系原点Of到挠性附件上任意一个节点k的位置矢量，为挠性附件上任意一个节点k的振动位移，和分别表的相对时间导数；
式(6)略去一阶小量，得到式(7)：
根据式(7)得到k点的对偶速度矢量如式(8)：
得到对偶动量的值如式(9)：
分解式(9)得到式(10)：
式(10)中，
根据线性振动理论，在附件坐标系中，质点的振动位移可利用有限元分析结果来表示，如式(11)：
式(11)中，Φk表示振动系数矩阵，η表示振动模态参数矩阵；
从而得到挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量如式(12)：
上述的挠性附件相对于轨道坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件坐标系f与卫星本体坐标系b之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本体坐标系b的对偶动量如式(13)：
卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本轨道坐标系o的对偶动量如式(14)：
上述的挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量如式(15)：
式(15)中，mb为挠性卫星的中心刚体的质量，为挠性卫星的中心刚体的运动线速度，J为挠性卫星的中心刚体的转动惯量，为挠性卫星的中心刚体的旋转角速度。
上述挠性卫星的位姿一体化动力学模型描述方法包含：
挠性卫星的对偶动量如式(16)：
由动量定理，得到天基挠性卫星的动力学方程如式(17)：
其中，表示天基挠性卫星的运动对偶速度旋量，为作用在天基挠性卫星上的合外对偶力；
为天基挠性卫星对偶动量的偏导数，具体推导如式(18)：
式(18)中，表示为矩阵形式如式(19)：
上述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型描述方法包含：
当挠性附件相对于卫星本体存在相对时，得到挠性附件相对于附件坐标系的动力学方程如式(20)：
式(20)中，表示挠性附件与挠性卫星的中心刚体之间的作用对偶力，为挠性附件相对于附件坐标系的对偶动量；为挠性附件上任意一点相对于挠性附件坐标系的旋转角速度；
上述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束描述方法包含：
挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体的运动存在约束条件，当仅存在挠性附件和挠性卫星的中心刚体之间的相对作用时，挠性卫星系统的质心位置保持不变，如式(21)：
式(21)中，(xC,yC,zC)表示挠性卫星系统的质心在轨道坐标系中的位置坐标。
一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模系统，其特点是，该系统包含：
坐标系建立模块，其建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系；
坐标系位姿转换对偶四元数获取模块，其获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；
挠性附件对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星的中心刚体对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型；
挠性附件动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；
挠性附件转动约束获取模块，其描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
本发明空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统与现有技术相比，其优点在于：本发明相比于独立建模方法，将挠性卫星的推导计算归纳到一个数学框架中，可以紧凑的描述挠性卫星动力学的双耦合关系；
本发明简化了计算方法，提高了计算效率，更易于实现计算机程序化；利于后续的控制器设计，不必针对挠性卫星姿态运动和轨道运动分别设计控制器，只需设计姿轨一体化控制器，同时，提高了控制精度，对于执行空间编队任务的需要高精度控制的挠性卫星而言，属于最优选择。
附图说明
图1为本发明空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法的流程图；
图2为卫星所在本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系的示意图。
具体实施方式
以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。
如图1所示，公开了一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，该建模方法具体包含；
S1、建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系。
如图2所示，卫星本体坐标系ObXbYbZb：Ob为卫星质心，ObZb轴垂直指向星体对地安装面，ObXb轴指向卫星飞行方向，ObYb轴的方向通过右手定则确定。
轨道坐标系OoXoYoZo：Oo为卫星质心，OoZo轴指向地心，OoXo轴在卫星轨道平面内垂直于OoZo指向卫星飞行方向，OoYo轴的方向通过右手定则确定。
挠性附件坐标系OfXfYfZf：Of为挠性附件的安装点，挠性附件展开之后，OfXfYfZf的三轴与卫星布局坐标系的三轴平行。
ObXbYbZb为直角坐标系，并与星体固连；OoXoYoZo为直角坐标系，不与星体固连。姿态角和姿态角速度为两坐标系之间的相对值。
S2、获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数。
卫星本体坐标系b与挠性附件坐标系f的位置姿态转换对偶四元数为：
式(1)中，bqf表示挠性附件坐标系f相对于卫星本体坐标系b的姿态对偶四元数，表示挠性附件坐标系的原点f到卫星本体坐标系b原点的位置矢量。
卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为：
式(2)中，卫星本体坐标系b与轨道坐标系o的姿态对偶四元数，表示卫星本体坐标系b的原点与轨道坐标系o原点的位置矢量。
S3、通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量。
S3.1、挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件分为n个节点，每个节点k表示为一个质量元
通过挠性附件的每一个质量元与对应的对偶速度矢量获得动量如式(3)；
根据旋量的转换规则获得挠性附件任意一点k相对于挠性附件坐标系原点f的对偶惯量如式(4)：
其中，表示k点的Hermitian矩阵；
从而获得挠性附件的对偶惯量如式(5)：
其中,表示节点k的对偶速度旋量，表示节点k相对于附件坐标系的旋转角速度；
表示节点k相对于附件坐标系的线速度，表示如式(6)：
式(6)中，为挠性附件坐标系原点Of到挠性附件上任意一个节点k的位置矢量，为挠性附件上任意一个节点k的振动位移，和分别表的相对时间导数；
式(6)略去一阶小量，得到式(7)：
根据式(7)得到k点的对偶速度矢量如式(8)：
得到对偶动量的值如式(9)：
分解式(9)得到式(10)：
式(10)中，
根据线性振动理论，在附件坐标系中，质点的振动位移可利用有限元分析结果来表示，如式(11)：
式(11)中，Φk表示振动系数矩阵，η表示振动模态参数矩阵；
从而得到挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量如式(12)：
S3.2、挠性附件相对于轨道坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件坐标系f与卫星本体坐标系b之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本体坐标系b的对偶动量如式(13)：
卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本轨道坐标系o的对偶动量如式(14)：
S4、通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量。
挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量如式(15)：
式(15)中，mb为挠性卫星的中心刚体的质量，为挠性卫星的中心刚体的运动线速度，J为挠性卫星的中心刚体的转动惯量，为挠性卫星的中心刚体的旋转角速度。
S5、通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型。
挠性卫星的位姿一体化动力学模型描述方法包含：
挠性卫星的对偶动量如式(16)：
由动量定理，得到天基挠性卫星的动力学方程如式(17)：
其中，表示天基挠性卫星的运动对偶速度旋量，为作用在天基挠性卫星上的合外对偶力；
为天基挠性卫星对偶动量的偏导数，具体推导如式(18)：
式(18)中，表示为矩阵形式如式(19)：
S6、通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型。
当挠性附件相对于卫星本体存在相对时，得到挠性附件相对于附件坐标系的动力学方程如式(20)：
式(20)中，表示挠性附件与挠性卫星的中心刚体之间的作用对偶力，为挠性附件相对于附件坐标系的对偶动量；为挠性附件上任意一点相对于挠性附件坐标系的旋转角速度；
S7、描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体的运动存在约束条件，当仅存在挠性附件和挠性卫星的中心刚体之间的相对作用时，挠性卫星系统的质心位置保持不变，如式(21)：
式(21)中，(xC,yC,zC)表示挠性卫星系统的质心在轨道坐标系中的位置坐标。
本发明还公开了一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模系统，该系统包含：
坐标系建立模块，其建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系；
坐标系位姿转换对偶四元数获取模块，其获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；
挠性附件对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星的中心刚体对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型；
挠性附件动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；
挠性附件转动约束获取模块，其描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，该建模方法包含；
建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系；
获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；
通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量；
通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量；
通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型；
通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；
描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
2.如权利要求1所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述的卫星本体坐标系b与挠性附件坐标系f的位置姿态转换对偶四元数为：
式(1)中，bqf表示挠性附件坐标系f相对于卫星本体坐标系b的姿态对偶四元数，表示挠性附件坐标系的原点f到卫星本体坐标系b原点的位置矢量。
3.如权利要求2所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述的卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为：
式(2)中，卫星本体坐标系b与轨道坐标系o的姿态对偶四元数，表示卫星本体坐标系b的原点与轨道坐标系o原点的位置矢量。
4.如权利要求3所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述的挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件分为n个节点，每个节点k表示为一个质量元
通过挠性附件的每一个质量元与对应的对偶速度矢量获得动量如式(3)；
根据旋量的转换规则获得挠性附件任意一点k相对于挠性附件坐标系原点f的对偶惯量如式(4)：
其中，表示k点的Hermitian矩阵；
从而获得挠性附件的对偶惯量如式(5)：
其中,表示节点k的对偶速度旋量，表示节点k相对于附件坐标系的旋转角速度；
表示节点k相对于附件坐标系的线速度，表示如式(6)：
式(6)中，为挠性附件坐标系原点Of到挠性附件上任意一个节点k的位置矢量，为挠性附件上任意一个节点k的振动位移，和分别表 的相对时间导数；
式(6)略去一阶小量，得到式(7)：
根据式(7)得到k点的对偶速度矢量如式(8)：
得到对偶动量的值如式(9)：
分解式(9)得到式(10)：
式(10)中，
根据线性振动理论，在附件坐标系中，质点的振动位移可利用有限元分析结果来表示，如式(11)：
式(11)中，Φk表示振动系数矩阵，η表示振动模态参数矩阵；
从而得到挠性附件相对于挠性附件坐标系的对偶动量如式(12)：
5.如权利要求4所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述的挠性附件相对于轨道坐标系的对偶动量描述方法包含：
挠性附件坐标系f与卫星本体坐标系b之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本体坐标系b的对偶动量如式(13)：
卫星本体坐标系b与轨道坐标系o之间的位置姿态转换对偶四元数为那么得到挠性附件关于本轨道坐标系o的对偶动量如式(14)：
6.如权利要求1所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述的挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量如式(15)：
式(15)中，mb为挠性卫星的中心刚体的质量，为挠性卫星的中心刚体的运动线速度，J为挠性卫星的中心刚体的转动惯量，为挠性卫星的中心刚体的旋转角速度。
7.如权利要求1所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述挠性卫星的位姿一体化动力学模型描述方法包含：
挠性卫星的对偶动量如式(16)：
由动量定理，得到天基挠性卫星的动力学方程如式(17)：
其中，表示天基挠性卫星的运动对偶速度旋量，为作用在天基挠性卫星上的合外对偶力；
为天基挠性卫星对偶动量的偏导数，具体推导如式(18)：
式(18)中，表示为矩阵形式如式(19)：
8.如权利要求1所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型描述方法包含：
当挠性附件相对于卫星本体存在相对时，得到挠性附件相对于附件坐标系的动力学方程如式(20)：
式(20)中，表示挠性附件与挠性卫星的中心刚体之间的作用对偶力，为挠性附件相对于附件坐标系的对偶动量；为挠性附件上任意一点相对于挠性附件坐标系的旋转角速度；
9.如权利要求1所述的空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法，其特征在于，所述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束描述方法包含：
挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体的运动存在约束条件，当仅存在挠性附件和挠性卫星的中心刚体之间的相对作用时，挠性卫星系统的质心位置保持不变，如式(21)：
式(21)中，(xC,yC,zC)表示挠性卫星系统的质心在轨道坐标系中的位置坐标。
10.一种空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模系统，其特征在于，该系统包含：
坐标系建立模块，其建立卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系；
坐标系位姿转换对偶四元数获取模块，其获取卫星本体坐标系、轨道坐标系和挠性附件坐标系之间位姿转换的对偶四元数；
挠性附件对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性附件坐标系和轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星的中心刚体对偶动量获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的中心刚体相对于轨道坐标系的对偶动量；
挠性卫星动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性卫星的位姿一体化动力学模型；
挠性附件动力学模型获取模块，其通过对偶四元数的方法描述挠性附件相对于挠性卫星的中心刚体运动的一体化动力学模型；
挠性附件转动约束获取模块，其描述挠性附件相对挠性卫星的中心刚体转动的约束。
CN201810166711.4A 2018-02-28 2018-02-28 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统 Active CN108154001B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810166711.4A CN108154001B (zh) 2018-02-28 2018-02-28 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810166711.4A CN108154001B (zh) 2018-02-28 2018-02-28 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108154001A true CN108154001A (zh) 2018-06-12
CN108154001B CN108154001B (zh) 2021-08-20

Family

ID=62456208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810166711.4A Active CN108154001B (zh) 2018-02-28 2018-02-28 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108154001B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109766580A (zh) * 2018-12-11 2019-05-17 上海航天控制技术研究所 一种星间相对位姿耦合同构一体化动力学建模方法
CN113642102A (zh) * 2021-07-23 2021-11-12 一汽奔腾轿车有限公司 一种碰撞模型中刚体对的自动化建模方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6142422A (en) * 1996-10-16 2000-11-07 Space Systems/Loral, Inc. Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge
CN105512391A (zh) * 2015-12-04 2016-04-20 上海新跃仪表厂 基于对偶四元数的多星姿轨动力学建模方法及其验证系统
CN106227935A (zh) * 2016-07-20 2016-12-14 浙江大学 一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法
CN107300861A (zh) * 2017-06-21 2017-10-27 北京控制工程研究所 一种航天器动力学分布式计算方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6142422A (en) * 1996-10-16 2000-11-07 Space Systems/Loral, Inc. Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge
CN105512391A (zh) * 2015-12-04 2016-04-20 上海新跃仪表厂 基于对偶四元数的多星姿轨动力学建模方法及其验证系统
CN106227935A (zh) * 2016-07-20 2016-12-14 浙江大学 一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法
CN107300861A (zh) * 2017-06-21 2017-10-27 北京控制工程研究所 一种航天器动力学分布式计算方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
S. DI GENNARO: "Passive Attitude Control of Flexible Spacecraft from Quaternion Measurements", 《JOURNAL OF OPTIMIZATION THEORY AND APPLICATIONS》 *
杨一岱 等: "一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法", 《宇航学报》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109766580A (zh) * 2018-12-11 2019-05-17 上海航天控制技术研究所 一种星间相对位姿耦合同构一体化动力学建模方法
CN113642102A (zh) * 2021-07-23 2021-11-12 一汽奔腾轿车有限公司 一种碰撞模型中刚体对的自动化建模方法
CN113642102B (zh) * 2021-07-23 2024-03-15 一汽奔腾轿车有限公司 一种碰撞模型中刚体对的自动化建模方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108154001B (zh) 2021-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Cammarata Optimized design of a large-workspace 2-DOF parallel robot for solar tracking systems
CN104848860B (zh) 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法
CN105905317B (zh) 一种卫星对日定向控制系统及其控制方法
CN106096204B (zh) 一种基于太阳帆推进技术的航天器日心椭圆悬浮轨道设计方法
CN104570742B (zh) 基于前馈pid控制的异面交叉快变轨道快速高精度相对指向控制方法
CN109885075A (zh) 一种基于t-s模糊建模的卫星姿态抗干扰容错控制方法
Li et al. A simple orbit-attitude coupled modelling method for large solar power satellites
CN110146093A (zh) 双体小行星探测自主协同光学导航方法
CN105446346B (zh) 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法
WO2017088352A1 (zh) 一种天文测速与地面无线电组合的火星捕获段导航方法
Li et al. Precise attitude control of multirotary-joint solar-power satellite
Lu et al. Finite time attitude takeover control for combination via tethered space robot
CN105043414B (zh) 一种三轴惯性稳定平台系统的台体控制参数计算方法
CN108154001A (zh) 空间薄膜衍射成像卫星的动力学建模方法及系统
CN107054697A (zh) 一种纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法
CN109683628A (zh) 一种基于有限时间分布式速度观测器的航天器相对位置控制方法
CN105486315B (zh) 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法
CN105912007A (zh) 空间机械臂抗干扰姿态稳定的微分几何非线性控制方法
CN110162069B (zh) 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
Keim et al. Spacecraft inertia estimation via constrained least squares
Wang et al. Analysis of relative motion in non-Keplerian orbits via modified equinoctial elements
Yu et al. A comparative study on motion characteristics of three two-degree-of-freedom pointing mechanisms
CN107290964A (zh) 一种航天器非质心相对运动建模方法
Somov Nonlinear synthesis, optimization and design of the spacecraft gyromoment attitude control systems
CN109766580A (zh) 一种星间相对位姿耦合同构一体化动力学建模方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant