CN113311852A - 一种航天器惯性积在轨估计方法 - Google Patents

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陆栋宁
雷拥军
陈超
王晋鹏
王淑一
关新
刘洁
李晶心
綦艳霞
关宏
谢鸣宇
何世民
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Beijing Institute of Control Engineering
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
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Abstract

一种航天器惯性积在轨估计方法，基于在轨扰动力矩估计方法，通过对重力梯度力矩的估计，准确获得了卫星惯性积的大小及符号，利用在轨估计方法获得的惯性积可有效消除惯性积不准确带来的附加补偿力矩，通过在轨扰动力矩实际估计获得卫星惯性积，相比地面仿真计算准确性更高，提高了卫星姿态控制性能。

Description

一种航天器惯性积在轨估计方法
技术领域
本发明涉及一种航天器惯性积在轨估计方法，属于卫星姿态控制技术领域。
背景技术
对于一类大惯量卫星，其转动惯量非对角线元素(惯性积)的数值也较大。因此，大型卫星惯性积不论是在整星稳态控制时的重力梯度补偿，还是姿态机动时的前馈力矩补偿，都有很重要的影响。然而，惯性积通常很难通过地面试验准确获得。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统大惯量卫星的惯性积难以通过地面试验准确获得的问题，提出了一种航天器惯性积在轨估计方法。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种航天器惯性积在轨估计方法，步骤如下：
(1)设计在轨扰动力矩估计器，根据卫星单轴角动量、卫星单轴姿态角速度、卫星单轴控制力矩计算观测器状态变量导数，同时根据卫星单轴角动量、观测器状态变量、观测器带宽计算卫星扰动力矩；
(2)设计针对陀螺信号噪声的结构滤波器，滤除陀螺高频噪声影响以提高估计结果平稳性；
(3)根据步骤(1)所得卫星扰动力矩，计算卫星惯性积Jyz、Jzx。
所述步骤(1)中，在轨扰动力矩估计器计算观测器状态变量导数与卫星扰动力矩的具体方法如下：
Figure BDA0003047906770000011
式中，J为卫星单轴角动量，ω为卫星单轴姿态角速度，l为观测器带宽，w为观测器状态变量，τc为卫星单轴控制力矩，
Figure BDA0003047906770000025
为卫星扰动力矩，w.为观测器状态变量导数。
所述步骤(2)中，结构滤波器滤除陀螺高频噪声影响的具体公式为：
Figure BDA0003047906770000021
式中，ωz＝ωp，阻尼比ζp>ζz≥0，s为拉氏量。
所述步骤(3)中，卫星惯性积Jyz、Jzx的计算方法如下：
Figure BDA0003047906770000022
式中，
Figure BDA0003047906770000023
为卫星X轴估计的扰动力矩，
Figure BDA0003047906770000024
为卫星Z轴估计的扰动力矩，ωo为卫星轨道角速度。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明提供的一种航天器惯性积在轨估计方法，通过在轨扰动力矩估计方法获得重力梯度力矩的估计，不需要对卫星进行复杂的姿态机动即可获得yz项与xz项的惯性积，同时通过在轨扰动力矩实际估计获得卫星惯性积，相比地面仿真计算准确性更高，利用在轨估计方法获得的惯性积可有效消除惯性积不准确带来的附加补偿力矩，从而提高系统控制性能。
附图说明
图1为发明提供的错误惯性积计算所得X轴重力梯度力矩计算值和估计值示意图；
图2为发明提供的正确惯性积计算所得X轴重力梯度力矩计算值和估计值示意图；
具体实施方式
一种航天器惯性积在轨估计方法，通过在轨扰动力矩估计方法获得重力梯度力矩的估计，准确获得了惯性积的大小及符号，根据估计结果通过在轨注入的方式消除了惯性积不准确带来的附加补偿力矩，从而验证了本发明所述方法的准确性和有效性。
在轨估计的具体步骤如下：
(1)设计在轨扰动力矩估计器，根据卫星单轴角动量、卫星单轴姿态角速度、卫星单轴控制力矩计算观测器状态变量导数，同时根据卫星单轴角动量、观测器状态变量、观测器带宽计算卫星扰动力矩；
其中，在轨扰动力矩估计器计算观测器状态变量导数与卫星扰动力矩的具体方法如下：
Figure BDA0003047906770000031
式中，J为卫星单轴角动量，ω为卫星单轴姿态角速度，l为观测器带宽，w为观测器状态变量，τc为卫星单轴控制力矩，
Figure BDA0003047906770000032
为卫星扰动力矩，w.为观测器状态变量导数；
(2)设计针对陀螺信号噪声的结构滤波器，滤除陀螺高频噪声影响以提高估计结果平稳性；
其中，结构滤波器滤除陀螺高频噪声影响的具体公式为：
Figure BDA0003047906770000033
式中，ωz＝ωp，阻尼比ζp>ζz≥0，s为拉氏量；
(3)根据步骤(1)所得卫星扰动力矩，计算卫星惯性积Jyz、Jzx。
其中，卫星惯性积Jyz、Jzx的计算方法如下：
Figure BDA0003047906770000034
式中，
Figure BDA0003047906770000035
为卫星X轴估计的扰动力矩，
Figure BDA0003047906770000036
为卫星Z轴估计的扰动力矩，ωo为卫星轨道角速度；
下面结合具体实施例进行进一步说明：
在本实施例中，针对现有力矩分配技术存在的诸多不足，通过扰动力矩估计和信号滤波，求解出卫星惯量阵上的yz项和xz项惯性积，具体为：
首先设计在轨扰动力矩估计器，其中：
Figure BDA0003047906770000041
其中J为卫星单轴角动量，ω为卫星单轴姿态角速度，l为观测器带宽，w为观测器状态变量，τc为卫星单轴控制力矩，
Figure BDA0003047906770000042
为卫星扰动力矩，w.为观测器状态变量导数；
其次，根据计算获取的扰动力矩，根据陀螺信号噪声，设计针对陀螺信号噪声的结构滤波器，滤除陀螺高频噪声的影响，提高估计结果的平稳性，其中：
Figure BDA0003047906770000043
式中，ωz＝ωp，阻尼比ζp>ζz≥0，s为拉氏量，Gf为结构滤波器传递函数；
根据计算获取的扰动力矩估计值，即可获得卫星惯性积Jyz和Jzx，计算如下：
Figure BDA0003047906770000044
式中，
Figure BDA0003047906770000045
为卫星X轴估计的扰动力矩，
Figure BDA0003047906770000046
为卫星Z轴估计的扰动力矩，ωo为卫星轨道角速度。
当根据错误的Jyz项惯性积计算的重力梯度力矩与在轨估计结果符号相反，如图1所示；当根据扰动力矩估计值重新计算Jyz项惯性积，并且根据新的惯性积计算重力梯度力矩时，在轨估计的重力梯度力矩和计算值基本吻合，如图2所示。
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 (4)

1.一种航天器惯性积在轨估计方法，其特征在于步骤如下：
(1)设计在轨扰动力矩估计器，根据卫星单轴角动量、卫星单轴姿态角速度、卫星单轴控制力矩计算观测器状态变量导数，同时根据卫星单轴角动量、观测器状态变量、观测器带宽计算卫星扰动力矩；
(2)设计针对陀螺信号噪声的结构滤波器，滤除陀螺高频噪声影响以提高估计结果平稳性；
(3)根据步骤(1)所得卫星扰动力矩，计算卫星惯性积Jyz、Jzx。
2.根据权利要求1所述的一种航天器惯性积在轨估计方法，其特征在于：
所述步骤(1)中，在轨扰动力矩估计器计算观测器状态变量导数与卫星扰动力矩的具体方法如下：
Figure FDA0003047906760000011
式中，J为卫星单轴角动量，ω为卫星单轴姿态角速度，l为观测器带宽，w为观测器状态变量，τc为卫星单轴控制力矩，
Figure FDA0003047906760000012
为卫星扰动力矩，w.为观测器状态变量导数。
3.根据权利要求1所述的一种航天器惯性积在轨估计方法，其特征在于：
所述步骤(2)中，结构滤波器滤除陀螺高频噪声影响的具体公式为：
Figure FDA0003047906760000013
式中，ωz＝ωp，阻尼比ζp>ζz≥0，s为拉氏量。
4.根据权利要求1所述的一种航天器惯性积在轨估计方法，其特征在于：
所述步骤(3)中，卫星惯性积Jyz、Jzx的计算方法如下：
Figure FDA0003047906760000014
式中，
Figure FDA0003047906760000021
为卫星X轴估计的扰动力矩，
Figure FDA0003047906760000022
为卫星Z轴估计的扰动力矩，ωo为卫星轨道角速度。
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