挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法技术

本发明专利技术涉及一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其中将航天器动力学方程转化为辨识观测方程，对航天器质量特性参数进行辨识。本发明专利技术提出的方法将柔性附件的挠性振动干扰力矩引入辨识方程，增加辨识观测方程中观测量信息，进而提高柔性航天器的质心位置和转动惯量参数辨识精度。与现有技术相比，解决了柔性航天器质心位置和转动惯量参数高精度联合辨识问题，可广泛应用于带大柔性附件卫星的质心位置和转动惯量参数的辨识。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器的动力学参数辨识技术，尤其是带大型柔性附件航天器的质心位置和转动惯量的联合辨识方法。
技术介绍
由空间环境和任务的变化带来不确定因素，以及模型的建立误差致使航天器的质量特性参数不能通过地面实验手段计算得到，只能通过在轨辨识技术获取。柔性航天器由于安装了大型柔性附件，而航天器在进行姿态调整的过程中易激发柔性附件的挠性振动，并对航天器的中心刚体产生耦合挠性干扰力矩，直接影响挠性航天器质量特性参数辨识精度，不利于挠性航天器的高精度姿态控制实现。对于柔性航天器的质心位置和转动惯量参数辨识，随着柔性附件与卫星平台耦合作用越强，产生的挠性振动干扰力矩对卫星姿态的影响作用越强，在质量特性参数辨识观测方程的测量中若仅考虑执行机构的控制作用，则无法实现对质量特性参数辨识的有效性和准确性。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种挠性航天器的质心卫星和转动惯量参数的联合辨识方法，实现对挠性航天器动力学模型参数修正。本专利技术的技术方案是提供一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法：定义X=JcΔR]]>Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TJx、Jy、Jz为航天器的转动惯量矩阵J中的主惯量；Jxy、Jxz、Jyz为转动惯量矩阵J中的惯量积；ΔR为推力器在本体坐标系中的位置误差矢量；Zi为第i次测量的测量方程Zi＝HiX+Vii＝1,2,…,k(10)其中，在将航天器动力学方程转化为辨识观测方程后可以求得，Vi为零均值的高斯白噪声；则前k+1次测量为Z‾k+1=H‾k+1X+V‾k+1---(11)]]>其中，Z‾k+1=Z‾kZk+1,H‾k+1=H‾kHk+1,V‾k+1=V‾kVk+1]]>Zk+1为第k+1次测量的测量方程Zk+1＝Hk+1X+Vk+1(12)由前k次测量确定的加权最小二乘估计为其中，W1，W2，…，Wk为加权矩阵；令Pk=(H‾kTW‾kH‾k)-1]]>基于递推最小二乘估计算法进行质量特性参数辨识：Pk+1=Pk-PkHk+1T(Wk+1-1+Hk+1PkHk+1T)-1Hk+1Pk]]>定义柔性航天器的本体坐标系为O-XbYbZb，质心在本体坐标系中的位置矢量为Ro，推力器在本体坐标系中的位置矢量为Rc；卫星本体相对于惯性坐标系的转速为ω，各轴分别为ωx、ωy、ωz，柔性附件的模态坐标向量为η，模态阻尼比矩阵为ξ，模态刚度矩阵为Λ，耦合矩阵为B；在对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识之前，将航天器动力学方程转化为辨识观测方程：挠性航天器的动力学方程为Jω·+ω×(Jω+Bη·)+Bη··=(Rc-ΔR)×Fη··+2ξΛη·+Λ2η+BTω·=0---(15)]]>其中，F为推力器推力矢量；航天器的转动惯量矩阵J为J=Jx-Jxy-Jxz-JxyJy-Jyz-Jxz-JyzJz]]>转化得到航天器的辨识观测方程为D1+D2-F~JcΔR=Rc×F-Bη··-ω×Bη·---(16)]]>其中，为F的斜对称矩阵；D1=ω·x000ω·zω·y0ω·y0ω·z0ω·x00ω·zω·yω·x0]]>D2=0-ωyωzωyωzωy2-ωz2ωxωy-ωxωzωxωz0-ωxωz-ωxωyωz2-ωx2ωyωz-ωxωyωxωy0ωxωz-ωyωzωx2-ωy2]]>为了解决航天器姿态机动过程中，柔性附件产生挠性振动耦合干扰力矩，直接影响航天器的姿态控制性能的问题，本专利技术提出的方法将柔性附件的挠性振动干扰力矩引入辨识方程，增加辨识观测方程中观测量信息，进而提高柔性航天器的质心位置和转动惯量参数辨识精度。与现有技术相比，解决了柔性航天器质心位置和转动惯量参数高精度联合辨识问题，可广泛应用于带大柔性附件卫星的质心位置和转动惯量参数的辨识。附图说明图1为挠性航天器结构示意图；图2为本专利技术所述方法的流程图。具体实施方式本专利技术对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行辨识，实现对挠性航天器的动力学模型参数修正，主要包括建立观测方程，进行参数辨识，将柔性附件的挠性振动干扰力矩引入观测方程，保证观测量信息全面，实现挠性航天器质量特性参数的高精度辨识。图1为挠性航天器结构示意图。本专利技术的挠性航天器质心位置和转动惯量参数辨识方法，定义柔性航天器的本体坐标系为O-XbYbZb，质心在本体坐标系中的位置矢量为Ro，推力器在本体坐标系中的位置矢量为Rc，航天器的转动惯量矩阵为J，其中主惯量为Jx、Jy、Jz，惯量积为Jxy、Jxz、Jyz，卫星本体相对于惯性坐标系的转速为ω，各轴分别为ωx、ωy、ωz，N个推力器的推力矢量为fi(i＝1,2,…,N)，柔性附件的模态坐标向量为η，模态阻尼比矩阵为ξ，模态刚度矩阵为Λ，耦合矩阵为B。如图2所示，所述挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，包括如下步骤：1)将航天器动力学方程转化为辨识观测方程航天器的动力学方程为Jω·+ω×(Jω+Bη·)+Bη··=(Rc-ΔR)×Fη··+2ξΛη·+Λ2η+BTω·=0---(17)]]>其中，和分别是η的一阶导数和二阶导数，为ω的一阶导数，ΔR为推力器在本体坐标系中的位置误差矢量，F为推力器推力矢量。J=Jx-Jxy-Jxz-JxyJy-Jyz-Jxz-JyzJz]]>航天器的辨识方程为D1+D2-F本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其特征在于，对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识；定义X=JcΔR]]>Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TJx、Jy、Jz为航天器的转动惯量矩阵J中的主惯量；Jxy、Jxz、Jyz为转动惯量矩阵J中的惯量积；ΔR为推力器在本体坐标系中的位置误差矢量；Zi为第i次测量的测量方程Zi＝HiX+Vi i＝1,2,…,k   (1)其中，Hi是通过将航天器动力学方程转化为辨识观测方程后求取的参数，Vi为零均值的高斯白噪声；则前k+1次测量为Z‾k+1=H‾k+1X+V‾k+1---(2)]]>其中，Z‾k+1=Z‾kZk+1,H‾k+1=H‾kHk+1,V‾k+1=V‾kVk+1]]>Zk+1为第k+1次测量的测量方程Zk+1＝Hk+1X+Vk+1   (3)由前k次测量确定的加权最小二乘估计为其中，W1，W2，…，Wk为加权矩阵；令Pk=(H‾kTW‾kH‾k)-1---(5)]]>基于递推最小二乘估计算法进行质量特性参数辨识：Pk+1=Pk-PkHk+1T(Wk+1-1+Hk+1PkHk+1T)-1Hk+1Pk---(6)]]>...

【技术特征摘要】
1.一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其特征在于，对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识；定义X=JcΔR]]>Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TJx、Jy、Jz为航天器的转动惯量矩阵J中的主惯量；Jxy、Jxz、Jyz为转动惯量矩阵J中的惯量积；ΔR为推力器在本体坐标系中的位置误差矢量；Zi为第i次测量的测量方程Zi＝HiX+Vii＝1,2,…,k(1)其中，Hi是通过将航天器动力学方程转化为辨识观测方程后求取的参数，Vi为零均值的高斯白噪声；则前k+1次测量为Z‾k+1=H‾k+1X+V‾k+1---(2)]]>其中，Z‾k+1=Z‾kZk+1,H‾k+1=H‾kHk+1,V‾k+1=V‾kVk+1]]>Zk+1为第k+1次测量的测量方程Zk+1＝Hk+1X+Vk+1(3)由前k次测量确定的加权最小二乘估计为其中，W1，W2，…，Wk为加权矩阵；令Pk=(H‾kTW‾kH‾k)-1---(5)]]>基于递推最小二乘估计算法进行质量特性参数辨识：Pk+1=Pk-PkHk+1T(Wk+1-1+Hk+1PkHk+1T)-1Hk+1Pk---(6)]]>2.如权利要求1所述的挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其特征在于，定义柔性航天器的本体坐标系为O-XbYbZb，质心在本体坐标系中的位置矢量为Ro，推力器在本体坐标系中的位置矢量为Rc；卫星本体相对于惯性坐标系的转速为ω，各轴分别为ωx、ωy、ωz，柔性附件的模态坐标向量为η，模态阻尼比矩阵为ξ，模态刚度矩阵为Λ，耦合矩阵为B；在对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识之前，将航天器动力学方程转化为辨识观测方程：挠性航天器的动力学方程为Jω&CenterD...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘付成，朱东方，孙俊，阳光，田路路，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31