CN109018434B - 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法 - Google Patents

卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109018434B
CN109018434B CN201810684287.2A CN201810684287A CN109018434B CN 109018434 B CN109018434 B CN 109018434B CN 201810684287 A CN201810684287 A CN 201810684287A CN 109018434 B CN109018434 B CN 109018434B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
orbit
inertia
angular momentum
estimating
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.)
Active
Application number
CN201810684287.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109018434A (zh
Inventor
许海玉
边志强
张大伟
王皓
田华
崔伟
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 Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
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 Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN201810684287.2A priority Critical patent/CN109018434B/zh
Publication of CN109018434A publication Critical patent/CN109018434A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109018434B publication Critical patent/CN109018434B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了一种卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，包括以下步骤：步骤一；根据卫星在轨地磁场矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和卫星磁矩
Figure DEST_PATH_IMAGE004
得到作用于星体的磁力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；步骤二：计算磁力矩用于卸载的卫星角动量累计量大小，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值；步骤三：获得陀螺力矩偏差值大小
Figure DEST_PATH_IMAGE008
；步骤四：获得旋转部件转速调整前后卫星角动量变化值，估算旋转部件惯量大小。本发明解决在轨由旋转部件惯量偏差造成的整星剩余角动量残余，以便提高卫星在轨控制指向精度。

Description

卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法
技术领域
本发明涉及一种估算旋转部件惯量大小的方法，具体地，涉及一种卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法。
背景技术
随着航天技术不断发展和卫星在轨任务的多样性，探测手段也呈现出多样性，其中，带有大型旋转部件天线的卫星比重也越来越大。旋转部件工作时产生的角动量需要进行实时补偿，以保持卫星三轴稳定对地指向姿态，这需要精确的知道旋转部件惯量大小，以避免卫星在轨出现剩余角动量，产生陀螺干扰力矩，影响整星控制指向精度。
目前研究中，主要针对地面旋转部件惯量的测试方法展开研究，对测量的惯量精度及在轨估算尚未展开深入研究。本发明通过整星剩余角动量产生的陀螺力矩，对在轨的旋转部件惯量偏差进行估算，进而得到旋转部件惯量大小。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其解决在轨由旋转部件惯量偏差造成的整星剩余角动量残余，以便提高卫星在轨控制指向精度。
根据本发明的一个方面，提供一种卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一；根据卫星在轨地磁场矢量
Figure 1
和卫星磁矩
Figure 2
得到作用于星体的磁力矩
Figure 3
；
步骤二：计算磁力矩用于卸载的卫星角动量累计量大小，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值；
步骤三：获得陀螺力矩偏差值大小
Figure 4
；
步骤四：获得旋转部件转速调整前后卫星角动量变化值，估算旋转部件惯量大小。
优选地，所述卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法根据卫星在轨地磁场模型，将卫星在轨地磁场的模型近似为一阶偶极子模型，得到计算卫星在轨地磁场矢量
Figure 1
分别投影到卫星本体系三轴大小。
优选地，所述磁力矩由卫星安装的磁力矩器产生，磁力矩
Figure 3
计算表达式如下式：
Figure BDA0001711362710000021
Figure 1
为地磁场矢量，
Figure 2
为磁矩。
优选地，所述磁力矩进行积分得到卫星卸载的角动量，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值。
优选地，所述旋转部件由于其惯量偏差所产生的陀螺力矩为常值，根据卸载的飞轮角动量差值计算得到陀螺力矩偏差值大小，陀螺力矩偏差值
Figure 4
计算表达式如下式：
Figure BDA0001711362710000022
Figure 6
为卫星轨道角速度，
Figure 5
为残余角动量。
优选地，所述旋转部件惯量大小的ΔI计算表达式如下：
Figure 5
＝IΔωc＝(I0+ΔI)Δωc
I0旋转部件惯量理论值，ΔI为估算的偏差值，Δωc为旋转部件转速调整前后变化量。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本方法简单可行，可用于在轨估算旋转部件惯量大小，消除卫星在轨剩余角动量，有利提高卫星在轨控制指向精度。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法的原理框图。
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，本发明卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法包括以下步骤：
步骤一；根据卫星在轨地磁场矢量
Figure 1
和卫星磁矩
Figure 2
得到作用于星体的磁力矩
Figure 3
；
其中，卫星在轨地磁场矢量
Figure 1
根据卫星在轨地磁场模型，将卫星在轨地磁场的模型近似为一阶偶极子模型，磁场矢量
Figure 1
分别投影到卫星本体系x、y、z三轴，得到卫星在轨本体系下x、y、z三轴矢量
Figure 1
的分量大小。
其中，卫星本体系的坐标原点为卫星的质心，x轴为卫星的飞行方向；z轴指向地面，y由x轴和z轴右手螺旋定则得到，x轴、y轴、z轴三轴互相垂直。
其中，磁场矢量
Figure 1
分别投影到卫星本体系x、y、z的三轴，分别用Bxb、Byb、Bzb表示。
其中，卫星磁矩
Figure 2
由卫星磁力器产生，为卫星姿态控制输出，卫星在轨时可由遥测显示得到，为已知量通常显示为卫星本体系x、y、z三轴的分量，分别用Mxb、Myb、Mzb表示。
综上，作用于星体的磁力矩
Figure 3
，其表达形式为如下式(1)：
Figure BDA0001711362710000031
其中(Mxb,Myb,Mzb)，(Bxb,Byb,Bzb)和(Tcx,Mcy,Mcz)分别为磁矩
Figure 2
，磁场矢量
Figure 1
和磁力矩
Figure 3
在卫星本体下x，y，z三轴的分量。
其中，卫星活动部件角动量方向与卫星本体系的z轴向平行。
其中，活动部件转速调整前，得到的磁力矩
Figure 3
记为
Figure 7
，活动部件转速调整后得到的磁力矩
Figure 3
记为
Figure 8
，如图1所示，其计算方法相同，即为活动部件转速调整前后相邻轨道间卫星的磁力矩。
步骤二：计算磁力矩用于卸载的卫星角动量累计量大小，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值；
卫星飞轮的角动量需要磁力矩器进行卸载，将磁力矩进行积分得到卫星卸载的飞轮角动量，如卫星轨道高度为780公里的太阳同步轨道卫星轨道周期为101分钟，由磁力矩
Figure 7
和
Figure 8
积分得到相邻轨道间卫星卸载的飞轮角动量差值。
其计算表达式如下式(2)
hx＝∫t
Figure 3
dt……………………(2)
其中，
Figure 3
为磁力距，t为卫星轨道周期，hx为飞轮卸载角动量。
由磁力矩
Figure 7
和
Figure 8
积分得到相邻轨道间卫星卸载的飞轮角动量差值
Figure BDA0001711362710000032
其计算表达式如下式(3)
Figure BDA0001711362710000041
其中，
Figure 7
和
Figure 8
分别为活动部件转速调整前后相邻轨道间卫星的磁力矩，t为卫星轨道周期，h1和h2分别为相邻轨道间飞轮卸载角动量，相邻轨道间h2和h1角动量差值为
Figure BDA0001711362710000042
步骤三：获得陀螺力矩偏差值大小
Figure 4
；
旋转部件由于其惯量偏差所产生的陀螺力矩为常值，根据卸载的飞轮角动量差值计算得到陀螺力矩偏差值大小，陀螺力矩偏差值
Figure 4
计算表达式如下式(4)
Figure BDA0001711362710000043
其中，t为卫星轨道周期，
Figure BDA0001711362710000044
为卫星卸载的飞轮角动量差值，
Figure 4
为陀螺力矩。
步骤四：获得旋转部件转速调整前后卫星角动量变化值，估算旋转部件惯量大小。
由陀螺力矩表达式如下式(5)
Figure BDA0001711362710000045
其中，
Figure BDA0001711362710000046
为卫星轨道角速度，
Figure 4
为陀螺力矩。
其中，
Figure BDA0001711362710000047
为活动部件残余角动量，即为活动部件地面标定的转动惯量与在轨实际转动惯量的偏差所产生。
由公式(5)得到表达式(6)
Figure BDA0001711362710000048
其中，
Figure BDA0001711362710000049
为卫星轨道角速度和
Figure 4
为陀螺力矩为已知量，可得到为活动部件残余角动量
Figure BDA00017113627100000410
卫星在轨活动部件的转速变化量为可测量，旋转部件惯量地面标定理论值为已知，故得到如下表达式(7)
Figure BDA0001711362710000047
＝IΔωc
＝(I0+ΔI)Δωc……………………(7)
其中，Δωc卫星在轨活动部件的转速变化量，I为在轨估算的旋转部件惯量大小，I0旋转部件惯量地面标定理论值，ΔI为估算惯量偏差值。
进一步，可得如下表达式(8)
Figure BDA0001711362710000051
其中，I即为在轨估算的旋转部件惯量的大小。
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 (5)

1.一种卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，所述卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法包括以下步骤：
步骤一；根据卫星在轨地磁场矢量
Figure 29425DEST_PATH_IMAGE001
和卫星磁矩
Figure 499720DEST_PATH_IMAGE002
得到作用于星体的磁力矩
Figure 964200DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤二：计算磁力矩用于卸载的卫星角动量累计量大小，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值；
步骤三：获得陀螺力矩偏差值大小
Figure 226554DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤四：获得旋转部件残余角动量，估算旋转部件惯量大小。
2.根据权利要求1所述的卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，所述卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法根据卫星在轨地磁场模型，将卫星在轨地磁场的模型近似为一阶偶极子模型，得到计算卫星在轨地磁场矢量
Figure 776505DEST_PATH_IMAGE001
分别投影到卫星本体系三轴大小。
3.根据权利要求1所述的卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，所述磁力矩由卫星安装的磁力矩器产生，磁力矩
Figure 688759DEST_PATH_IMAGE003
计算表达式如下式：
Figure 773914DEST_PATH_IMAGE005
Figure 776505DEST_PATH_IMAGE001
为地磁场矢量，
Figure 768732DEST_PATH_IMAGE002
为磁矩。
4.根据权利要求1所述的卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，所述磁力矩进行积分得到卫星卸载的飞轮角动量，得到旋转部件转速调整稳定前后的相邻轨道间卫星角动量累计量偏差值。
5.根据权利要求1所述的卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法，其特征在于，所述旋转部件由于其惯量偏差所产生的陀螺力矩为常值，根据卸载的飞轮角动量差值计算得到陀螺力矩偏差值大小，陀螺力矩偏差值
Figure 526472DEST_PATH_IMAGE004
计算表达式如下式：
Figure 236939DEST_PATH_IMAGE006
Figure 777642DEST_PATH_IMAGE007
为卫星卸载的飞轮角动量差值；t为卫星轨道周期。
CN201810684287.2A 2018-06-28 2018-06-28 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法 Active CN109018434B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810684287.2A CN109018434B (zh) 2018-06-28 2018-06-28 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810684287.2A CN109018434B (zh) 2018-06-28 2018-06-28 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109018434A CN109018434A (zh) 2018-12-18
CN109018434B true CN109018434B (zh) 2020-11-17

Family

ID=65520602

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810684287.2A Active CN109018434B (zh) 2018-06-28 2018-06-28 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109018434B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112550765B (zh) * 2020-11-26 2022-06-24 上海航天控制技术研究所 一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8321076B2 (en) * 2009-12-18 2012-11-27 The Boeing Company On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle
CN104503241B (zh) * 2014-12-23 2017-03-01 哈尔滨工业大学 卫星姿态控制系统的转动惯量确定方法
CN106586034A (zh) * 2016-12-20 2017-04-26 上海微小卫星工程中心 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿方法
CN107870063B (zh) * 2017-09-21 2020-01-03 深圳航天东方红海特卫星有限公司 基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109018434A (zh) 2018-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Searcy et al. Magnetometer-only attitude determination using novel two-step Kalman filter approach
CN108548542B (zh) 一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法
CN103900576B (zh) 一种深空探测自主导航的信息融合方法
CN108051866A (zh) 基于捷联惯性/gps组合辅助水平角运动隔离的重力测量方法
CN106989761B (zh) 一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法
CN103278165B (zh) 基于剩磁标定的磁测及星光备份的自主导航方法
CN108279010A (zh) 一种基于多传感器的微小卫星姿态确定方法
CN102607564A (zh) 一种基于星光/地磁组合信息的小卫星自主导航系统及其导航方法
CN110435930B (zh) 低轨光学卫星匀降速推扫姿态规划方法
CN103868514A (zh) 一种在轨飞行器自主导航系统
CN103968844B (zh) 基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法
CN107144283A (zh) 一种用于深空探测器的高可观度光学脉冲星混合导航方法
Bangert et al. Performance characteristics of the UWE-3 miniature attitude determination and control system
CN110304279A (zh) 一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法
CN105486315B (zh) 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法
CN113891836B (zh) 一种用于在生存模式下对倾斜低轨道中的卫星进行姿态控制的方法
CN109018434B (zh) 卫星在轨估算旋转部件惯量大小的方法
CN110667892B (zh) 基于地磁测量的卫星消旋控制方法
CN110440984B (zh) 一种航天器质心偏差检测精度估算方法
US6685142B1 (en) Three-axis position control for low-orbiting satellites
CN110514201A (zh) 一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法
Wise Design, analysis, and testing of a precision guidance, navigation, and control system for a dual-spinning Cubesat
CN111174779B (zh) 一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法
Jang et al. Development and Verification of LQG based Attitude Determination and Control Algorithm of Cube-satellite “SNUGLITE” using GPS and Multiple Sensors
Choi et al. Development and Verification of Attitude Determination and Control Algorithm for" SNUGLITE" Cube Satellite

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