CN112550765B - 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 - Google Patents

Abstract

本发明公开了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，包括：获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。通过卫星姿态遥测信息进行一系列分析计算，求解出卫星残余角动量与转动部件转动惯量。通过对转动部件转动惯量的修正，能显著提高卫星的在轨姿态稳定度。计算结果对载有大惯量转动部件的卫星在轨转动惯量估计和修正，提高姿态指向精度具有现实意义。

Description

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

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及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。

背景技术

某型号卫星装载大惯量转动部件，在轨应用时绕卫星本体Z轴一直处于匀速转动状态，其转动产生的常值角动量部分可以由姿轨控分系统长期补偿，但是转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标。

在地面试验过程中，一般会对转动部件的不平衡特性进行单机层面的识别。但是在轨对卫星大惯量转动部件的不平衡量进行补偿难以实现，主要原因如下：

1)在轨真空环境下，转动部件长期处于太阳光直射下，地面试验结果与实际在轨情况可能存在差异，材料的热效应可能导致其质心产生偏移，从而影响其转动特性；

2)单机层面进行的试验仅考虑转动部件自身的特性，一旦单机安装到卫星上，其不平衡特性与安装前会存在差异；

3)转动部件不平衡量引起的周期性干扰力矩的相位特性无法从地面实验结果直接得到；

4)由控制系统对不平衡量进行补偿时，动量轮的真实输出力矩与指令力矩存在一定的相位差。

发明内容

本发明的目的在于提供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，估计结果对含大惯量转动部件的角动量补偿和提高卫星姿态指向精度具有现实意义。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

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，包括：

获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；

获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；

根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；

根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。

进一步地，所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：

获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角

计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R_cx0，R_cy0，R_cz0，表达式为：

R_cy0＝K_p2·θ₀+∫(K_i2·θ₀)dt

R_cz0＝K_p3·ψ₀+∫(K_i3·ψ₀-omg*hxx)dt

对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M₀＝[M_cx0；M_cy0；M_cz0]，表达式为：

进一步地，所述获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角具体包括：

判断所述卫星是否处于姿态稳定状态，若是，根据卫星三轴姿态角遥测，得到一组稳态时的卫星三轴欧拉角。

进一步地，卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致h_z≠h′_z，卫星存在残余角动量，使得

由于卫星处于姿态稳定状态，则卫星残余角动量产生的干扰力矩M_s的表达式为：

进一步地，由于卫星当前状态为稳态，卫星残余角动量产生的干扰力矩被卫星姿态控制用飞轮补偿，计算得到转动部件在轨真实h_z，具体通过如下公式进行计算：

进一步地，计算得到大惯量转动部件的在轨真实转动惯量J₀，具体通过如下公式进行计算：h_z＝J₀ω_z。

与现有技术相比，本发明至少具有以下优点之一：

本发明提供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，估计结果对含大惯量转动部件的角动量补偿和提高卫星姿态指向精度具有现实意义。

附图说明

图1为本发明一实施例中方法流程图。

具体实施方式

以下结合附图1和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、在轨估计方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、在轨估计方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个......”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、在轨估计方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。

请参阅图1所示，本实施例提供的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，包括：

获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；

获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；

根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；

根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。

本实施例中，所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：

获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角

计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R_cx0，R_cy0，R_cz0，表达式为：

R_cy0＝K_p2·θ₀+∫(K_i2·θ₀)dt

R_cz0＝K_p3·ψ₀+∫(K_i3·ψ₀-omg*hxx)dt

对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M₀＝[M_cx0；M_cy0；M_cz0]，表达式为：

本实施例中，所述获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角具体包括：

判断所述卫星是否处于姿态稳定状态，若是，根据卫星三轴姿态角遥测，得到一组稳态时的卫星三轴欧拉角。

本实施例中，卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致h_z≠h′_z，卫星存在残余角动量，使得

由于卫星处于姿态稳定状态，则卫星残余角动量产生的干扰力矩M_s的表达式为：

本实施例中，由于卫星当前状态为稳态，卫星残余角动量产生的干扰力矩被卫星姿态控制用飞轮补偿，计算得到转动部件在轨真实h_z，具体通过如下公式进行计算：

本实施例中，计算得到大惯量转动部件的在轨真实转动惯量J₀，具体通过如下公式进行计算：h_z＝J₀ω_z。

本发明根据卫星动力学模型、角动量补偿算法和卫星姿态控制算法模型，再根据在轨姿态测量信息，进行转动部件转动惯量的估计。

(1)卫星动力学模型

姿态控制时，卫星星体姿态动力学模型为：

上式是卫星系统绕质心的转动运动方程。

式中，

ω--卫星中心体的角速度列阵；

I--卫星相对全星质心惯量阵；

h_w--卫星姿态控制用动量轮角动量；

h_b__卫星补偿大惯量转动部件用动量轮角动量

h_z--大惯量转动部件在轨真实角动量；

C_w--卫星姿态控制用动量轮安装矩阵；

T--作用在卫星上的力矩列阵。

(2)角动量补偿算法模型

卫星通过指定的动量轮对大惯量转动部件的角动量进行补偿。卫星角动量补偿算法模型为：

h_b＝-h′_z＝-J_zω_z

式中，

J_z--地面测量大惯量转动部件绕旋转轴的转动惯量；

ω_z--大惯量转动部件绕旋转轴转动的角速度；

h′_z--由地面测量转动部件转动惯量得到的转动部件角动量。

(3)卫星姿态控制算法模型

卫星通过动量轮对卫星进行三轴姿态控制，根据卫星的姿态角获取卫星在滚动角、俯仰角、偏航角分别对应的控制角动量指令。

R_cz＝K_p3·ψ+∫(K_i3·ψ-omg*hxx)dt

式中，

R_cx，R_cy，R_cz--分别为滚动轴、俯仰轴、偏航轴对应的控制角动量；

--分别为卫星的滚动角、俯仰角和偏航角；

omg--卫星轨道角速度；

hxx，hzz--分别为滚动轴、偏航轴在上一周期计算得到的控制角动量；

K_p1，K_i1--卫星滚动轴控制参数；

K_p2，K_i2--卫星俯仰轴控制参数；

K_p3，K_i3--卫星偏航轴控制参数。

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 (5)

1.一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，其特征在于，包括：

获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；

获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；

根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；

根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量；

所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：

获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角

计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R_cx0，R_cy0，R_cz0，表达式为：

R_cy0＝K_p2·θ₀+∫(K_i2·θ₀)dt

R_cz0＝K_p3·ψ₀+∫(K_i3·ψ₀-omg*hxx)dt

对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M₀＝[M_cx0；M_cy0；M_cz0]，表达式为：

其中，R_cx0，R_cy0，R_cz0分别为当前状态下卫星姿态控制用动量轮的滚动轴、俯仰轴、偏航轴对应的控制角动量，

θ₀，ψ₀分别为当前状态下的卫星的滚动角、俯仰角和偏航角，K_p1和K_i1为卫星滚动轴控制参数，K_p2和K_i2为卫星俯仰轴控制参数，K_p3和K_i3为卫星偏航轴控制参数，omg为卫星轨道角速度，hxx，hzz分别为滚动轴、偏航轴在上一周期计算得到的控制角动量。

2.如权利要求1所述的在轨估计方法，其特征在于，所述获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角具体包括：

判断所述卫星是否处于姿态稳定状态，若是，根据卫星三轴姿态角遥测，得到一组稳态时的卫星三轴欧拉角。

3.如权利要求1所述的在轨估计方法，其特征在于，卫星补偿角动量h′_z与大惯量转动部件在轨真实角动量h_z不一致h_z≠h′_z，卫星存在残余角动量，使得

由于卫星处于姿态稳定状态，则卫星残余角动量产生的干扰力矩M_s的表达式为：

其中，h_b为卫星补偿大惯量转动部件用动量轮角动量，

为卫星中心体的角速度列阵。

4.如权利要求3所述的在轨估计方法，其特征在于，由于卫星当前状态为稳态，卫星残余角动量产生的干扰力矩被卫星姿态控制用飞轮补偿，计算得到转动部件在轨真实角动量h_z，具体通过如下公式进行计算：

其中，M_s为卫星残余角动量产生的干扰力矩，

为卫星中心体的角速度列阵，h_b为卫星补偿大惯量转动部件用动量轮角动量。

5.如权利要求1所述的在轨估计方法，其特征在于，计算得到大惯量转动部件的在轨真实转动惯量J₀，具体通过如下公式进行计算：

h_z＝J₀ω_z

其中，h_z为转动部件在轨真实角动量，ω_z为大惯量转动部件绕旋转轴转动的角速度。

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