大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法技术

本发明专利技术公开了一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法，用于解决现有航天器转动惯量辨识方法实用性差的技术问题。技术方案是首先针对大尺度挠性航天器，根据小角度机动下的动力学方程确定观测方程。继而采用闭环控制激励的PD控制器，控制卫星转过设定的角度。根据观测方程，应用卡尔曼滤波进行转动惯量辨识。由于采用卡尔曼滤波方法，考虑大尺度挠性航天器挠性耦合的影响因素进行转动惯量辨识，实现了转动惯量在轨辨识。降低了由于航天器刚挠耦合系数大、挠性振动对姿态角和姿态角速度对系统产生的较大影响。辨识的转动惯量为后续的姿态控制提供了基础，增强了航天器姿态控制系统的精度，实用性好。

Kalman filter identification method for large-scale flexible spacecraft moment of inertia

The invention discloses a Kalman filter identification method for large-scale flexible spacecraft moment of inertia, which is used to solve the technical problem of poor practicability of the existing method for spacecraft moment of inertia identification. The technical scheme is to first determine the observation equation for large-scale flexible spacecraft based on the dynamic equation of small angle maneuver. Then the closed-loop control excitation of the PD controller is used to control the satellite to rotate the set angle. According to the observation equation, Kalman filter is used to identify the moment of inertia. Because Kalman filter method is used to identify the moment of inertia of large-scale flexible spacecraft considering the influence factors of flexible coupling, the moment of inertia on-orbit identification is realized. The large rigid-flexible coupling coefficient and the large influence of flexible vibration on attitude angle and attitude angular velocity are reduced. The identified moment of inertia provides the basis for subsequent attitude control, which enhances the accuracy of spacecraft attitude control system and has good practicability.

【技术实现步骤摘要】
大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法
本专利技术涉及一种航天器转动惯量辨识方法，特别涉及一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法。
技术介绍
文献“徐文福，何勇，王学谦，梁斌，刘宇.航天器质量特性参数的在轨辨识方法[J].宇航学报，2010，31(8):1906-1914”公开了一种在刚体动力学模型基础上基于PSO的非线性优化方法，该方法将参数辨识问题转换为非线性系统的全局优化问题辨识出航天器的转动惯量参数。文献所述方法适用于卫星为刚体的情况下，没有考虑大尺度挠性航天器挠性耦合对转动惯量参数辨识的影响；对于大尺度挠性航天器来说，刚挠耦合系数较大，在转动惯量辨识时如果忽略，会造成辨识值严重偏离真实值，从而造成辨识失败。因此，该方法不能适用于大尺度挠性航天器的转动惯量辨识。
技术实现思路
为了克服现有航天器转动惯量辨识方法实用性差的不足，本专利技术提供一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法。该方法首先针对大尺度挠性航天器，根据小角度机动下的动力学方程确定观测方程。继而采用闭环控制激励的PD控制器，控制卫星转过设定的角度。根据观测方程，应用卡尔曼滤波进行转动惯量辨识。由于采用卡尔曼滤波方法，考虑大尺度挠性航天器挠性耦合的影响因素进行转动惯量辨识，实现了转动惯量在轨辨识。降低了由于航天器刚挠耦合系数大、挠性振动对姿态角和姿态角速度对系统产生的较大影响。辨识的转动惯量为后续的姿态控制提供了基础，增强了航天器姿态控制系统的精度，实用性好。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案：一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法，其特点是包括以下步骤：步骤一、确定辨识参数与输入出测量数据之间的观测方程。将待辨识的转动惯量参数表示成待辨识参数的逆形式，式中，x是需要估计的向量，各个元素对应惯性矩阵I的逆矩阵的六个元素。针对大尺度挠性航天器，小角度机动下的动力学方程为其中，I是卫星转动惯量，待辨识参数；是航天器角加速度，Prot是挠性附件相对于本体坐标系的转动刚柔耦合系数，Cη和Kη为附件的模态阻尼矩阵和刚度矩阵，η是挠性附件在模态坐标下的振动模态，T是卫星受到的合外力矩。得到令得到确定观测方程如下：z＝Hx(5)这里这里S1、S2、S3是滚转、俯仰、偏航激励T1、T2、T3，以及挠性部件对航天器的影响，通过项来表现。步骤二、确定激励方案。PD控制器采用闭环控制激励，期望的姿态控制力矩大小为：式中，ω和Θ分别为角速度和欧拉角度所需增量向量，J为转动惯量，T为控制力矩，Kω和Kω为PD控制器系数。步骤三、卡尔曼滤波辨识。系统状态方程x(k+1)＝x(k)+w(k)(8)观测方程z(k)＝H(k)x(k)+v(k)(9)式中，w(k)和v(k)都是均值为零的白噪声序列，噪声特性E[w(k)]＝E[v(k)]＝0E[w(k)wT(j)]＝QkδkjE[v(k)vT(j)]＝RkδkjE[w(k)vT(j)]＝0式中，δkj为克罗尼克δ函数，其特性为Qk为非负定矩阵，Rk为正定矩阵。基于卡尔曼滤波辨识转动惯量的步骤如下：第一步，预测：(b)P(k+1/k)＝P(k/k)(11)第二步，修正：(c)K(k+1)＝P(k+1/k)HT(k+1)[H(k+1)P(k+1/k)HT(k+1)+Rk+1]-1(13)其中，P为误差方差阵，K为确定的最优增益矩阵，完成大尺度挠性航天器转动惯量的辨识。本专利技术的有益效果是：该方法首先针对大尺度挠性航天器，根据小角度机动下的动力学方程确定观测方程。继而采用闭环控制激励的PD控制器，控制卫星转过设定的角度。根据观测方程，应用卡尔曼滤波进行转动惯量辨识。由于采用卡尔曼滤波方法，考虑大尺度挠性航天器挠性耦合的影响因素进行转动惯量辨识，实现了转动惯量在轨辨识。降低了由于航天器刚挠耦合系数大、挠性振动对姿态角和姿态角速度对系统产生的较大影响。辨识的转动惯量为后续的姿态控制提供了基础，增强了航天器姿态控制系统的精度，实用性好。下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作详细说明。附图说明图1是本专利技术方法实施例的激励曲线。图2是本专利技术方法实施例x轴转动惯量辨识曲线图。图3是本专利技术方法实施例y轴转动惯量辨识曲线图。图4是本专利技术方法实施例z轴转动惯量辨识曲线图。图5是本专利技术方法实施例xy轴惯量积变化曲线图。图6是本专利技术方法实施例xz轴惯量积变化曲线图。图7是本专利技术方法实施例yz轴惯量积变化曲线图。具体实施方式参照图1-7。本专利技术大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法具体步骤如下：步骤一：确定辨识参数与输入出测量数据之间的观测方程。将待辨识的转动惯量参数表示成待辨识参数的逆的形式，x是需要估计的向量，各个元素对应惯性矩阵I的逆矩阵的六个元素。例如，对应惯性矩阵的逆矩阵的Ixx对应的元素。针对大尺度挠性航天器，小角度机动下的动力学方程为其中，I是卫星转动惯量，待辨识参数；是航天器角加速度，Prot是挠性附件相对于本体坐标系的转动刚柔耦合系数，Cη和Kη为附件的模态阻尼矩阵和刚度矩阵，η是挠性附件在模态坐标下的振动模态，T是卫星受到的合外力矩。得到令得到确定观测方程如下：z＝Hx(5)这里这里S1、S2、S3是滚转、俯仰、偏航激励T1、T2、T3，以及挠性部件对航天器的影响，通过项来表现。步骤二：确定激励方案。此步骤设计恰当的激励方案，控制卫星转过设定的角度。设计PD控制器采用闭环控制激励，设计期望的姿态控制力矩大小为：ω和Θ分别为角速度和欧拉角度所需增量向量，J为转动惯量，T为控制力矩，Kω和Kω为PD控制器系数。步骤三：卡尔曼滤波辨识。系统状态方程x(k+1)＝x(k)+w(k)(8)观测方程z(k)＝H(k)x(k)+v(k)(9)式中，w(k)和v(k)都是均值为零的白噪声序列，噪声特性E[w(k)]＝E[v(k)]＝0E[w(k)wT(j)]＝QkδkjE[v(k)vT(j)]＝RkδkjE[w(k)vT(j)]＝0式中，δkj为克罗尼克(Kroneker)δ函数，其特性为Qk为非负定矩阵，Rk为正定矩阵。基于卡尔曼滤波辨识转动惯量的步骤如下：第一步，预测：(2)P(k+1/k)＝P(k/k)(11)第二步，修正：(1)K(k+1)＝P(k+1/k)HT(k+1)[H(k+1)P(k+1/k)HT(k+1)+Rk+1]-1(13)其中，P为误差方差阵，K为确定的最优增益矩阵，以上步骤可以完成带有大型挠性帆板卫星的转动惯量辨识。算例选择一个典型的带大型挠性帆板的航天进行说明。本实例中，系统的总质量为1.5803e+06kg，惯量J为：考虑十阶模态Prot＝第一行：1.71909719232044e-11-1.29102143360427e-172.78433175158856e-162.89832740153608e-12-1.62565723128785e-171.16330704617975e-13313397.818665696-6.29499312000034e-177.17940509526988e-13-38.5913142691036第二行：0.020676922178332286750.398942132641199.5429747264-6.8700840411271912912.本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、确定辨识参数与输入出测量数据之间的观测方程。将待辨识的转动惯量参数表示成待辨识参数的逆形式，

【技术特征摘要】
1.一种大尺度挠性航天器转动惯量卡尔曼滤波辨识方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、确定辨识参数与输入出测量数据之间的观测方程。将待辨识的转动惯量参数表示成待辨识参数的逆形式，式中，x是需要估计的向量，各个元素对应惯性矩阵I的逆矩阵的六个元素。针对大尺度挠性航天器，小角度机动下的动力学方程为其中，I是卫星转动惯量，待辨识参数；是航天器角加速度，Prot是挠性附件相对于本体坐标系的转动刚柔耦合系数，Cη和Kη为附件的模态阻尼矩阵和刚度矩阵，η是挠性附件在模态坐标下的振动模态，T是卫星受到的合外力矩。得到令得到确定观测方程如下：z＝Hx(5)这里这里S1、S2、S3是滚转、俯仰、偏航激励T1、T2、T3，以及挠性部件对航天器的影响，通过项来表现。步骤二、确定激励方案。PD控制器采用闭环控制激励，期望的姿态控制力矩大小为：式中，ω和Θ分别为角速度和欧拉角度所需增量向量...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘睿，周军，李公军，张军，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61