【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种模态激励方法,特别是涉及一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法。
技术介绍
卫星在轨太阳阵模态辨识采用姿态和轨道控制用的推力器激励,在轨运行初期的辨识实验是一种必须考虑安全性,即必须将对星载飞行任务的影响控制在最小且充分考虑安全性的试验,因此希望采用既能将危险性控制在最低限度,又可有效地做到要尽量在稳态状态下实验辨识的激励方法。目前利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法,存在以下问题:(1)太阳阵在轨模态参数激励方法,激励源的特征在时域上或频率上是未知的。在轨卫星太阳阵模态辨识需要实时性,同时要考虑激励源的复杂性和随机性。受地面试验条件限制,不能准确可靠的展现太阳翼在轨状态,导致设计过程中可靠性偏高或者偏低,使得过程参数与在轨实际情况不一致,存在着可靠性问题;(2)缺乏利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法,其能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改,满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求,具有较高的通用性,适合卫星太阳翼在轨模态测量,针对性强。本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题的:一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法,其包括下列步骤:步骤一,建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系;步骤二,根据推力器的喷气特点,构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励,对卫星施加单方向的激励;步骤三,对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式,在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围,施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态,当卫星安全偏转 ...
【技术保护点】
一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法,其特征在于,其包括下列步骤:步骤一,建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系;步骤二,根据推力器的喷气特点,构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励,对卫星施加单方向的激励;步骤三,对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式,在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围,施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态,当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度;步骤四,根据在轨模态辨识的数据进行解算,评价在轨推力器激励的效果。
【技术特征摘要】
1.一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法,其特征在于,其包括下列步骤:步骤一,建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系;步骤二,根据推力器的喷气特点,构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励,对卫星施加单方向的激励;步骤三,对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式,在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围,施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态,当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度;步骤四,根据在轨模态辨识的数据进行解算,评价在轨推力器激励的效果。2.如权利要求1所述的利用推力器实现在轨...
【专利技术属性】
技术研发人员:姚赛金,赵发刚,周宇,薛景赛,
申请(专利权)人:上海卫星工程研究所,
类型:发明
国别省市:上海;31
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