CN112326117B - 一种基于cmg的航天器惯量在轨辨识方法 - Google Patents

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Abstract

一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，属于航天器控制领域，包括如下步骤：采用CMG作为执行机构，首先尝试利用已有的任务模式进行惯量辨识；当已有任务模式无法开展惯量辨识时，针对惯量辨识任务采用特定机动方案：沿本体系某个斜轴先加速再减速，然后再次开展辨识。与现有技术相比，本发明给出的方法尽可能利用在轨场景开展辨识，简单有效。

Description

一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法
技术领域
本发明涉及一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，属于航天器控制领域。
背景技术
航天任务的发展，对控制精度的要求越来越高。然而，由于推进剂的不断消耗，在轨航天器的惯性参数(如质量、质心位置和转动惯量等)逐渐发生变化，原有的控制参数将无法保证高品质的控制性能。因此，航天器惯性参数的在轨辨识越来越受到重视。针对航天器转动惯量的辨识问题，有两种辨识思路：一种是基于牛顿-欧拉方程的辨识方法，另一种是基于动量守恒方程的辨识方法。其中，第一种方法需要航天器的角加速度信息。由于航天器的敏感器无法得到角加速度信息，因此，只能将陀螺测量的星体角速度进行差分得到。考虑到陀螺测量包含随机噪声，角速度差分势必将噪声放大，影响辨识精度。关于第二种方法，现有的方案或者要求整星零动量，或者要求初始角动量已知，这限制了该方法的应用范围。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，首先，利用现有任务模式进行惯量辨识；当现有任务模式无法进行惯量辨识时，针对惯量辨识任务设计特定机动方案：沿本体系某个斜轴先加速再减速，然后再次开展辨识。与现有技术相比，本发明仅利用现有的敏感器测量信息，整星角动量可以是任意未知值。此外，对于CMG作为执行机构的航天器而言，由CMG的输出力矩较大，此类航天器在轨时场景丰富，仅利用现有任务模式就可以辨识出转动惯量。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，包括如下步骤：
S1、辨识场景选为姿态机动在轨任务模式，并设置辨识最大迭代步数；
S2、利用航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量，按控制周期的先后顺序，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G；第一矩阵F的第i行和第二矩阵G的第i行对应相同的控制周期；
S3、当第一矩阵F和第二矩阵G的行数大于等于预设行数N时，从第一矩阵F中选取N行数据组成方阵F0，当该方阵的特征值大于等于预设值时，确定该N行数据的行数；然后根据该行数选取第二矩阵G中相应行的数据，组成第三矩阵G0，利用F0和G0计算惯量估计值，航天器惯量在轨辨识方法结束；
S4、当达到辨识最大迭代步数时，航天器进行旋转机动，机动完成后，迭代步数清零，返回S2。
上述基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，优选的，所述航天器进行旋转机动的方法为：首先完成航天器三轴角速度的阻尼；然后沿航天器本体系正斜轴旋转360度。
上述基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，优选的，旋转360度过程中，前180度采用匀加速，后180度采用匀减速，两段加速度值的大小相同。
上述基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，优选的，旋转机动过程中不触发喷气卸载。
上述基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，优选的，惯量估计值
Figure BDA0002740919900000021
上述基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，优选的，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G的方法为，对每个相邻的控制周期，利用该两个周期的航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量确定差值矩阵，作为第一矩阵F和第二矩阵G的一行数据，扩充进入第一矩阵F和第二矩阵G。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)现有技术或者要求整星零动量，或者要求初始角动量已知；本发明突破了上述苛刻的限制条件，应用范围更广，适用性更好；
(2)考虑到CMG作为执行机构的航天器在轨场景丰富，本发明的应用尽可能利用现有任务模式开展辨识；而现有技术需要设计专门的激励模式，增加了任务的复杂度、浪费了系统资源，增加了系统负担；
(3)相比现有技术，本发明提出的360度旋转机动方法，在实现惯量辨识的同时，技术原理简单，易于工程应用。
附图说明
图1为本发明实施例1方法的流程框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，包括如下步骤：
S1、辨识场景选为姿态机动在轨任务模式，并设置辨识最大迭代步数；
S2、利用航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量，按控制周期的先后顺序，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G；第一矩阵F的第i行和第二矩阵G的第i行对应相同的控制周期；
S3、当第一矩阵F和第二矩阵G的行数大于等于预设行数N时，从第一矩阵F中选取N行数据组成方阵F0，当该方阵的特征值大于等于预设值时，确定该N行数据的行数；然后根据该行数选取第二矩阵G中相应行的数据，组成第三矩阵G0，利用F0和G0计算惯量估计值，航天器惯量在轨辨识方法结束；N优选为6；
S4、当达到辨识最大迭代步数时，航天器进行旋转机动，机动完成后，迭代步数清零，返回S2。
作为本发明的一种优选方案，所述航天器进行旋转机动的方法为：首先完成航天器三轴角速度的阻尼；然后沿航天器本体系正斜轴旋转360度。旋转360度过程中，前180度采用匀加速，后180度采用匀减速，两段加速度值的大小相同。旋转机动过程中不触发喷气卸载。
作为本发明的一种优选方案，惯量估计值
Figure BDA0002740919900000041
作为本发明的一种优选方案，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G的方法为：对每个相邻的控制周期，利用该两个周期的航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量确定差值矩阵，作为第一矩阵F和第二矩阵G的一行数据，扩充进入第一矩阵F和第二矩阵G。
实施例1：
将航天器待辨识的转动惯量记为：
Figure BDA0002740919900000042
式中J1、J2、J3分别是沿姿控本体系滚动轴、俯仰轴、偏航轴的转动惯量，J12、J13和J23是惯量积。
一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，如图1所示，包括步骤如下：
S1、选取场景丰富的在轨任务模式；
S2、迭代步数IterNum清零；
S3、IterNum＝IterNum+1；
S4、判断IterNum是否超阈值。如果未超阈值，转S5；否则，转S11。
S5、增加新的时刻ti,计算下式
Figure BDA0002740919900000043
式中，Cbi，ω＝[ω1 ω2 ω3]T和h分别表示惯性系到姿控本体系的旋转矩阵，姿控本体系相对于惯性系的角速度在姿控本体系的投影分量以及CMG相对于星体的角动量。
S6、计算当前时刻ti和上一时刻ti-1的如下增量：A(ti-1,ti)和B(ti-1,ti)，并扩充矩阵F和矩阵G。式中，A(ti-1,ti)＝L(ti-1)-L(ti)，B(ti-1,ti)＝K(ti)-K(ti-1)，
Figure BDA0002740919900000051
S7、判断IterNum是否大于等于3。如果是，转S8；否则，转S3。
S8、判断矩阵F中是否存在非奇异度较好的6行数据。如果是，转S9；否则转S3。这里非奇异性较好定义为：该6行数据组成的方阵，其所有特征值的绝对值均不小于给定的阈值
S9、将矩阵F中这6行数据记作F0，G中相应行的数据记作G0。
S10、转动惯量的估计值为
Figure BDA0002740919900000052
式中，
Figure BDA0002740919900000053
是对x＝[J1 J2 J3 J12 J13 J23]T的估计。
S11、针对惯量辨识任务设计特定机动方案：沿本体系某个斜轴先加速再减速。转S2。
实施例2：
一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，基于实施例1，包括步骤如下：
S1、辨识场景选为姿态机动在轨任务模式。迭代次数清零。辨识最大迭代步数设为1000，当该任务模式无法辨识出惯量时，该值可确保算法正常终止。
S2、如果当前迭代次数未超过辨识最大迭代步数，转S3，否则转S7；
S3、根据当前控制周期ti姿态控制器计算的本体相对惯性系的角速度ω、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵Cbi和CMG相对于星体的角动量h，计算A(ti-1,ti)和B(ti-1,ti)，并扩充矩阵F和G。这里：
A(ti-1,ti)＝L(ti-1)-L(ti)，B(ti-1,ti)＝K(ti)-K(ti-1)，
Figure BDA0002740919900000061
S4、如果当前迭代总次数不小于3，转S5，否则转S2。这里迭代步数不小于3是因为：根据S3中F的定义可知，至少需要3个时刻才会产生不小于6行的数据；
S5、判断F中是否存在非奇异性较好的6行数据。如果存在转S6，否则转S2。这里非奇异性较好定义为：该6行数据组成的方阵，其所有特征值的绝对值均不小于0.01；
S6、将F中这6行数据记作F0，G中相应行的数据记作G0，得到惯量估计值
Figure BDA0002740919900000062
式中，
Figure BDA0002740919900000063
是对x＝[J1 J2 J3 J12 J13 J23]T的估计；
S7、针对惯量辨识任务设计特定机动方案：首先，完成三轴角速度的阻尼。然后，沿本体系正斜轴(即与本体系3个坐标轴夹角均相等的轴)旋转360度，其中前180度采用匀加速，后180度采用匀减速，两段的加速度大小相同，加速度大小具体取值由该卫星配置的CMG能力确定，只需要满足在完成任务的同时不触发喷气卸载即可。迭代次数清零。转S2。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、辨识场景选为姿态机动在轨任务模式，并设置辨识最大迭代步数；
S2、利用航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量，按控制周期的先后顺序，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G；第一矩阵F的第i行和第二矩阵G的第i行对应相同的控制周期；
S3、当第一矩阵F和第二矩阵G的行数大于等于预设行数N时，从第一矩阵F中选取N行数据组成方阵F0，当该方阵的特征值大于等于预设值时，确定该N行数据的行数；然后根据该行数选取第二矩阵G中相应行的数据，组成第三矩阵G0，利用F0和G0计算惯量估计值，航天器惯量在轨辨识方法结束；
S4、当达到辨识最大迭代步数时，航天器进行旋转机动，机动完成后，迭代步数清零，返回S2。
2.根据权利要求1所述的一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，所述航天器进行旋转机动的方法为：首先完成航天器三轴角速度的阻尼；然后沿航天器本体系正斜轴旋转360度。
3.根据权利要求2所述的一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，旋转360度过程中，前180度采用匀加速，后180度采用匀减速，两段加速度值的大小相同。
4.根据权利要求2所述的一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，旋转机动过程中不触发喷气卸载。
5.根据权利要求1～4之一所述的一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，惯量估计值
Figure FDA0003582564000000011
6.根据权利要求1～4之一所述的一种基于CMG的航天器惯量在轨辨识方法，其特征在于，迭代扩充建立第一矩阵F和第二矩阵G的方法为：对每个相邻的控制周期，利用该相邻控制周期的航天器本体相对惯性系的角速度、惯性系到姿控本体系的旋转矩阵、CMG相对于星体的角动量确定差值矩阵，作为第一矩阵F和第二矩阵G的一行数据，扩充进入第一矩阵F和第二矩阵G。
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