CN113031668A - 一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法和系统 - Google Patents

Abstract

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法和系统，方法包括步骤如下：根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。本发明为磁悬浮旋转关节和卫星的控制、地面仿真和试验验证提供了施加干扰的依据。

Description

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法和系统

技术领域

本发明涉及一种干扰力矩估计方法和系统，属于航天技术领域。

背景技术

磁悬浮轴承是一种利用磁场力将转子悬浮起来的一种高性能轴承。由于磁悬浮轴承具有无摩擦、无磨损、无需润滑、低成本、低损耗、寿命长等众多优点，它既可应用于高速运动场合又可应用于低速运动场合等广泛的应用领域。

旋转扫描卫星通过载荷(如相机等)稳速旋转的摆扫、锥扫、环扫等实现了扫描轨迹与飞行轨迹相交，从而显著扩大载荷的扫描范围。在相机等载荷的快速扫描成像或拼接成像等模式下，可实现千公里级的超宽幅成像。

将磁悬浮轴承应用于旋转扫描卫星上，即构成磁悬浮旋转扫描成像遥感卫星，它可实现遥感载荷的超幅宽高分成像。该卫星主要包括提供能源、姿轨控、热控等系统服务的平台舱和主要由旋转扫描相机和星敏感器等构成的载荷舱。动、静两舱之间通过磁悬浮旋转关节软连接，磁悬浮旋转关节既可隔离平台舱的宽频扰振，又可对载荷舱的位姿进行二次精调，从而使得相机等载荷的指向具有超精超稳超静的“超”潜力，可为载荷成像营造一个良好的工作环境；同时也能调节定转子间的相对位置，保障无线通讯的快速有效数据传输。

为了将其“超”潜力转化为“超”能力，保障磁悬浮旋转扫描卫星的超宽幅高分成像，需要对载荷的指向控制等方法进行优化设计，并开展充分的系统性能试验验证。可是控制系统对干扰的处理方式往往是控制器设计中最基本的问题，根据内模原理，要想较好克服干扰的影响，控制器中需要包含准确的干扰模型；且地面实验为了准确模拟在轨存状态，也需要施加准确的干扰力矩的频率、大小和相位。可见，控制器设计和地面实验验证都需要卫星的准确干扰模型。

鉴于旋转扫描卫星为由载荷舱和平台舱等构成的多体结构，它们之间的动力学通过中间的磁悬浮轴承耦合；而在轨道面进行复杂旋转的载荷舱的转动惯量大小和角动量大小与方向都是姿态的非线性函数，它们与角速度耦合，使得载荷舱将受到变惯量的反作用力矩和角动量与角速度作用所产生的陀螺力矩、以及转轴和主惯量轴偏斜导致的不平衡力矩、还有相机分光轮等产生的偏流力矩等，显然前三项主要源于载荷舱旋转，影响卫星中载荷的姿态控制精度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法和系统，针对旋转扫描卫星的旋转体的径向转动惯量不等，使得旋转体在旋转过程中产生变惯量的反作用力矩、角动量与角速度耦合所致的陀螺力矩、以及动不平衡量在旋转过程中产生的不平衡力矩等。本发明从基本动力学出发，建立了非理想旋转体因旋转所致的常值、工频和二倍频干扰力矩估计模型，并针对垂轨环扫模式进行了干扰力矩估计。既为卫星磁悬浮旋转关节控制器和平台舱控制器的前馈控制奠定了模型基础，也为地面仿真和试验验证提供了施加干扰的依据。也为后续载荷舱姿态的超精超稳超静控制提供模型依据。

本发明的技术解决方案是：一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，包括如下步骤：

根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；

计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；

根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；

根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；

将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；

将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速ω_u0代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。

根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵的方法如下：

根据旋转体质心本体坐标系F_b和惯性坐标系F_i之间的转换关系式

得到旋转体在惯性坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

I_u＝C_uibI_u0C_ubi

其中，I_u0为旋转体在其质心本体系内的转动惯量矩阵；C_uib为本体坐标系到惯性坐标系的之间的坐标变换矩阵；C_ubi为惯性坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵；

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量：

其中，当旋转体按照稳定速度旋转时，其标称转速为ω_u0；

为标称角速度参数矩阵；

为旋转体的角速度误差；

θ_u为旋转体质心本体坐标系F_b相对于旋转体标称旋转坐标系F_c的角位移。

根据旋转体的转动惯量矩阵I_u和角速度矢量ω_u计算载荷舱的角动量H_u的公式如下：

ω_ux、ω_uy、ω_uz分别表示角速度矢量ω_u在惯性坐标系下的三轴分量。

根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型如下：

t表示时间，

表示角速度参数矩阵；M_u表示施加在旋转体上的外力矩。

将动力学模型中的标称转速归类的方法为：

将旋转体的姿态动力学模型展开为：

其中，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量；

中间量

ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量。

因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型如下：

表示变惯量反作用力矩干扰模型；

表示陀螺力矩干扰模型；

对转动惯量矩阵I_u求导得到：

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，包括：

第一模块，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；

第二模块，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；

第三模块，将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速ω_u0代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。

第一模块中，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵的方法如下：

根据旋转体质心本体坐标系F_b和惯性坐标系F_i之间的转换关系式

得到旋转体在惯性坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

I_u＝C_uibI_u0C_ubi

其中，I_u0为旋转体在其质心本体系内的转动惯量矩阵；C_uib为本体坐标系到惯性坐标系的之间的坐标变换矩阵；C_ubi为惯性坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵；

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

第一模块中，旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量：

其中，当旋转体按照稳定速度旋转时，其标称转速为ω_u0；

为标称角速度参数矩阵；

为旋转体的角速度误差；

θ_u为旋转体质心本体坐标系F_b相对于旋转体标称旋转坐标系F_c的角位移。

第一模块中，根据旋转体的转动惯量矩阵I_u和角速度矢量ω_u计算载荷舱的角动量H_u的公式如下：

ω_ux、ω_uy、ω_uz分别表示角速度矢量ω_u在惯性坐标系下的三轴分量。

第二模块中，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型如下：

t表示时间，

表示角速度参数矩阵；M_u表示施加在旋转体上的外力矩。

第二模块中，将动力学模型中的标称转速归类的方法为：

将旋转体的姿态动力学模型展开为：

其中，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量；

中间量

ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量。

第二模块中，因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型如下：

表示变惯量反作用力矩干扰模型；

表示陀螺力矩干扰模型；

对转动惯量矩阵I_u求导得到：

一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现所述非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩评估方法的步骤。

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现所述非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩评估方法的步骤。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)现有的卫星多为载荷与平台一体结构，或分离式卫星等各舱无相对旋转运动的结构，它们都不会因为快速旋转而产生较大干扰力矩，而小的姿态波动所致的干扰力矩很小。而机械支撑的旋转扫描载荷的转动惯量一般较小，且基本都会进行配平和动平衡，因此产生的干扰力矩较小，且以前都主要是雷达类载荷旋转扫描，其对姿态精度和稳定度要求较低，因此较小的干扰力矩导致的载荷姿态的精度稳定度降低可以忽略；而本发明中所涉及的磁悬浮旋转关节连接的两舱旋转扫描卫星为首次，且其主要用于光学遥感卫星的旋转扫描高分成像，因此姿态的任意扰动都将对成像造成较大的影响，因此需要准确估计卫星尤其是载荷受到的干扰。而针对磁悬浮旋转扫描卫星中非理想旋转体因旋转所致干扰力矩估计也属首次。本发明从基本动力学出发，准确估计了旋转扫描载荷所致的常值、工频、二倍频干扰力矩等，为实现载荷舱指向超精超稳超静的前馈控制提供依据，也为地面仿真和地面试验提供了模型依据。

(2)本发明的旋转扫描载荷因旋转所致的干扰力矩估计是利用载荷舱的惯量矩阵和载荷舱旋转扫描的角速度和轨道角速度等信息经过一定的计算得到的，因此无需额外的硬件设备，可直接融入控制器，且可作为模型并结合后续卫星的在轨标定测试，可更进一步准确估计干扰的幅值相位，为前馈控制提供更准确的干扰模型，它还是地面仿真分析和地面试验施加干扰力矩的依据。

(3)本发明是基于结构和卫星运行工况等参数计算而来的，无需硬件设备的投入，因此几乎无任何成本；而且本发明可结合后续卫星的在轨标定测试，可准确估计载荷舱自身因为旋转所致的干扰，依据干扰模型进行前馈补偿控制，既可减小机动等过程中的超调量，又可在保证姿态控制精度的条件下，减小控制器的系数，有利于系统稳定。因此本发明具有直接工程应用的价值。

(4)本发明可应用到旋转扫描卫星的载荷舱干扰力矩估计，也可用于旋转扫描卫星的地面仿真和实验验证，它确定了需要施加到载荷舱的干扰力矩，也决定了磁悬浮旋转关节控制系统和平台舱姿态控制系统所需要克服的干扰大小，也为星上飞轮等姿态执行机构群的系统配置提供了初步的参考依据。

附图说明

图1为本发明中的系统简化模型及坐标系和参数；

图2为本发明中的卫星圆锥扫描成像模式；

图3为本发明中的卫星垂轨环扫成像模式；

图4为本发明的非理想旋转体因旋转所致干扰力矩。

具体实施方式

为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

若将旋转关节的转子和载荷舱等皆视为刚体，载荷舱和关节转子等构成旋转体。该卫星系统的简化模型如图1所示。坐标系和相关参数如图1中所标注。

旋转扫描卫星的载荷舱转轴与主惯量轴偏斜，且载荷舱的径向转动惯量不等，使得载荷舱在旋转过程中产生变惯量的反作用力矩、角动量与角速度耦合所致的陀螺力矩、以及不平衡力矩等。载荷舱非理想旋转体在轨道系内旋转扫描成像的过程中，旋转体径向转动惯量是姿态的非线性耦合函数，呈出时变特性。

非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，包括步骤如下：

将本体系F_b和惯性系F_i间存在转换关系

其中，C_uib为本体系F_b到惯性系F_i的之间的坐标变换矩阵；则惯性系F_i到本体系F_b的坐标变换矩阵为C_ubi，因它们都为单位正交矩阵，故存在关系

其中T表示矩阵转置，

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

为此可进一步得到其在轨道坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

其中，旋转体在其质心本体系的转动惯量矩阵I_u0为：

其中，主对角元素I_uxx0,I_uyy0,I_uzz0为旋转体对相应坐标轴的转动惯量；非主对角元素I_uxy0,I_uyx0,I_uxz0,I_uzx0,I_uyz0,I_uzy0为旋转体对相应坐标轴的惯量积。

鉴于I_u0为常数对称阵，直接求导可得到：

当要考虑一种与标称旋转坐标系F_c有很小角位移的转动运动时，通常要3个坐标系F_i、F_c、F_b。其中，坐标系F_i为惯性坐标系，在牛顿惯性空间不动；坐标系F_b(旋转体质心本体坐标系)与旋转体固连；而坐标系F_c(旋转体标称旋转坐标系)以旋转体正常工作时的标称角速度ω_u0＝[ω_ux0 ω_uy0 ω_uz0]^T旋转(ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量)，即旋转系F_c相对于F_i(惯性坐标系)有恒定转动角速度ω_u0＝[ω_ux0 ω_uy0 ω_uz0]^T。如果F_b对F_c的角位移是无穷小θ_u＝[θ_ux θ_uy θ_uz]^T，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量，

为旋转体的角速度误差。通过一阶近似得：

其中，E为3阶单位阵，则F_b对F_i的角速度矢量为：

其中，角位移误差矩阵

则角速度向量可展开为矩阵形式：

其中，标称角速度参数矩阵

则角速度ω_u导数为：

旋转体的角动量矢量为

即旋转体的角动量为：

若假设施加于旋转体的外部力矩为M_u(包括大气阻力矩等干扰力矩和磁悬浮轴承和电机等的姿态控制力矩等)，则旋转体的转动动力学模型为：

其中，M_u表示施加在旋转体上的外力矩；t表示时间；

表示角速度参数矩阵，且

令

并结合式(5)和式(6)，则式(8)展开整理为：

并进一步令

则旋转体的姿态动力学模型简化为：

其中，旋转体因为转动所产生的干扰力矩为：

即为载荷体的标称角速度所致的干扰力矩，也是旋转扫描载荷的控制系统需要克服主要的干扰力矩。从中可见，干扰力矩包括两项，其中第一项为变惯量的反作用干扰力矩；第二项为由角动量方向变化所致的陀螺力矩，其中，

第一项的惯量变化所致的反作用力矩为：

第二项的角动量方向变化所产生的陀螺力矩：

综合上述两式可知，非理想旋转体因旋转所致的干扰力矩估计模型为：

可见旋转可能使得在星体三轴方向存在一定的干扰力矩，不同的旋转方式所产生的干扰力矩的大小和方向各不相同，它们将影响卫星的姿态控制精度。

实施例：

载荷舱旋转扫描成像主要包括圆锥扫描(图2)、垂轨环扫和沿轨扫描(自旋卫星扫描)等模式。本发明以垂轨环扫(图3所示)为例，进行干扰分析计算。

载荷舱绕飞行方向x轴旋转，则本体系到轨道系到惯性系的旋转矩阵为：

其中，ω_ux0为载荷舱绕其x轴转动的角速度；ω_uy0为星体绕y轴的自转角速度；ω_uz0＝0表示载荷舱绕z轴无转动；它们是载荷舱相对于惯性系的标称角速度。即[ω_ux0 ω_uy0ω_uz0]^T＝[ω_ux0 ω_uy00]^T；且

鉴于姿态控制是在轨道系内进行，控制目标是相对轨道系姿态稳定，更准确的说是相对于轨道标称旋转坐标系的姿态稳定控制，对于载荷在任意旋转扫描周期内(若以一个周期内的零相位为计时起点，即零时刻)，轨道转动所致姿态在惯性系内的变化很小(旋转扫描周期＜4‰轨道周期)，则在任意姿态控制时刻，其C_uib＝C_uioC_uob≈C_uob，其中，C_uob为本体系F_b到轨道系F_o的坐标变换矩阵；轨道系F_o到惯性系F_i的坐标变换矩阵为C_uio。若假设旋转体初始惯量矩阵为：

则惯量

展开为：

则转动惯量矩阵对时间的变化率为：

根据式(11)可得到转动惯量变化所产生的干扰力矩：

根据式(12)可得到角动量方向变化所产生的干扰力矩：

综合上述两式，可得到非理想旋转体因旋转所致的干扰力矩为：

可见在三个轴上都将产生一定的干扰力矩，其中x轴的干扰力矩较小，而y轴的干扰力矩为载荷舱旋转扫描工频的一倍和二倍谐波干扰，而z轴干扰力矩为一个偏置的旋转扫描工频的一倍和二倍谐波干扰。其中，扫描转频的一倍谐波干扰主要由惯量积，也就是动不平衡所致；而旋转扫描工频的二倍谐波干扰主要由旋转体的非理想因素，即径向(y和z方向)主转动惯量不等所致。

仿真结果：

非理想旋转体因旋转所致干扰力矩如图4所示，包括动不平衡所致的工频干扰力矩、旋转体径向转动惯量不等且与角速度耦合的二倍频干扰力矩，以及偏置的干扰力矩，这些皆因旋转体的旋转所致，对于非旋转的卫星不存在。

由此通过对旋转扫描卫星的旋转体转轴与主惯量轴偏斜的不平衡力矩，以及旋转体的径向转动惯量不等，使得旋转体在旋转过程中产生变惯量的反作用力矩、角动量与角速度耦合所致的陀螺力矩等干扰力矩的估计。将为卫星磁悬浮旋转关节控制器和平台舱控制器的前馈控制提供模型依据，也为地面仿真和试验验证提供了施加干扰的依据；将有助于实现载荷舱的超精超稳超静姿态。

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，包括：

第一模块，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；

第二模块，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；

第三模块，将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速ω_u0代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。

第一模块中，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵的方法如下：

根据旋转体质心本体坐标系F_b和惯性坐标系F_i之间的转换关系式

得到旋转体在惯性坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

I_u＝C_uibI_u0C_ubi

其中，I_u0为旋转体在其质心本体系内的转动惯量矩阵；C_uib为本体坐标系到惯性坐标系的之间的坐标变换矩阵；C_ubi为惯性坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵；

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量：

其中，当旋转体按照稳定速度旋转时，其标称转速为ω_u0；

为标称角速度参数矩阵；

为旋转体的角速度误差；

θ_u为旋转体质心本体坐标系F_b相对于旋转体标称旋转坐标系F_c的角位移。

根据旋转体的转动惯量矩阵I_u和角速度矢量ω_u计算载荷舱的角动量H_u的公式如下：

ω_ux、ω_uy、ω_uz分别表示角速度矢量ω_u在惯性坐标系下的三轴分量。

第二模块中，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型如下：

t表示时间，

表示角速度参数矩阵；M_u表示施加在旋转体上的外力矩。

将动力学模型中的标称转速归类的方法为：

将旋转体的姿态动力学模型展开为：

其中，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量；

中间量

ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量。

因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型如下：

表示变惯量反作用力矩干扰模型；

表示陀螺力矩干扰模型；

对转动惯量矩阵I_u求导得到：

一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩评估方法的步骤。

一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩评估方法的步骤。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

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。

Claims (16)

1.一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；

计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；

根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；

根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；

将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；

将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速ω_u0代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。

2.根据权利要求1所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵的方法如下：

根据旋转体质心本体坐标系F_b和惯性坐标系F_i之间的转换关系式

得到旋转体在惯性坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

I_u＝C_uibI_u0C_ubi

其中，I_u0为旋转体在其质心本体系内的转动惯量矩阵；C_uib为本体坐标系到惯性坐标系的之间的坐标变换矩阵；C_ubi为惯性坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵；

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

3.根据权利要求2所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量：

其中，当旋转体按照稳定速度旋转时，其标称转速为ω_u0；

为标称角速度参数矩阵；

为旋转体的角速度误差；

θ_u为旋转体质心本体坐标系F_b相对于旋转体标称旋转坐标系F_c的角位移。

4.根据权利要求2所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：根据旋转体的转动惯量矩阵I_u和角速度矢量ω_u计算载荷舱的角动量H_u的公式如下：

ω_ux、ω_uy、ω_uz分别表示角速度矢量ω_u在惯性坐标系下的三轴分量。

5.根据权利要求2所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型如下：

t表示时间，

表示角速度参数矩阵；M_u表示施加在旋转体上的外力矩。

6.根据权利要求2所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：将动力学模型中的标称转速归类的方法为：

将旋转体的姿态动力学模型展开为：

其中，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量；

中间量

ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量。

7.根据权利要求6所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计方法，其特征在于：因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型如下：

表示变惯量反作用力矩干扰模型；

表示陀螺力矩干扰模型；

对转动惯量矩阵I_u求导得到：

8.一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于，包括：

第一模块，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵；计算得到旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量；根据旋转体的转动惯量矩阵和角速度矢量计算得到载荷舱的角动量；

第二模块，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型；将姿态动力学模型中的标称转速归类，得到因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型；

第三模块，将卫星中旋转体的转动惯量和旋转体标称转速ω_u0代入干扰模型，估计出旋转体所致的常值、一倍频和二倍频干扰力矩。

9.根据权利要求8所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第一模块中，根据坐标转换计算得到载荷舱和磁悬浮关节转子所构成的旋转体在轨道坐标系内的转动惯量矩阵的方法如下：

根据旋转体质心本体坐标系F_b和惯性坐标系F_i之间的转换关系式

得到旋转体在惯性坐标系内的转动惯量矩阵I_u为：

I_u＝C_uibI_u0C_ubi

其中，I_u0为旋转体在其质心本体系内的转动惯量矩阵；C_uib为本体坐标系到惯性坐标系的之间的坐标变换矩阵；C_ubi为惯性坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵；

表示惯性坐标系F_i中的矢量，

表示本体坐标系F_b中的矢量。

10.根据权利要求9所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第一模块中，旋转体在惯性坐标系内的角速度矢量：

其中，当旋转体按照稳定速度旋转时，其标称转速为ω_u0；

为标称角速度参数矩阵；

为旋转体的角速度误差；

θ_u为旋转体质心本体坐标系F_b相对于旋转体标称旋转坐标系F_c的角位移。

11.根据权利要求10所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第一模块中，根据旋转体的转动惯量矩阵I_u和角速度矢量ω_u计算载荷舱的角动量H_u的公式如下：

ω_ux、ω_uy、ω_uz分别表示角速度矢量ω_u在惯性坐标系下的三轴分量。

12.根据权利要求11所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第二模块中，根据欧拉方程建立旋转体的姿态动力学模型如下：

t表示时间，

表示角速度参数矩阵；M_u表示施加在旋转体上的外力矩。

13.根据权利要求12所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第二模块中，将动力学模型中的标称转速归类的方法为：

将旋转体的姿态动力学模型展开为：

其中，θ_ux、θ_uy、θ_uz分别表示θ_u在惯性坐标系下的三轴分量；

中间量

ω_ux0、ω_uy0、ω_uz0分别表示ω_u0在惯性坐标系下的三轴分量。

14.根据权利要求13所述的一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计系统，其特征在于：第二模块中，因轨道角速度和旋转体角速度所导致的变惯量反作用力矩、陀螺力矩干扰模型如下：

表示变惯量反作用力矩干扰模型；

表示陀螺力矩干扰模型；

对转动惯量矩阵I_u求导得到：

15.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1～权利要求7任一所述方法的步骤。

16.一种非对称旋转扫描载荷所致干扰力矩估计设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1～权利要求7任一所述方法的步骤。

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