基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法技术

本发明专利技术涉及基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，包括：航天器执行机构配置，动力学模型建立，运动学模型建立，姿态测量部件模型建立，基于推力器的三轴转动惯量在轨估计，稳态模式和轨道机动模式下的质心在轨估计，航天器质量在轨估计。本发明专利技术解决了航天器转动惯量、质心和质量在轨估计的问题，为依赖于质量特性参数的姿态轨道控制算法在轨重新设计或修正奠定了坚实的技术基础。经仿真分析，该方法合理有效，且算法简单、计算量小，实施过程中燃料消耗小，工程上便于实现，同时该方法在仿真中加入了挠性模型，因此也适用于挠性航天器。性航天器。性航天器。

【技术实现步骤摘要】
基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法


[0001]本专利技术属于航天器姿态轨道控制领域，具体涉及一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计的方法，适用于变结构航天器姿态轨道的自适应控制。

技术介绍

[0002]随着航天技术的不断发展，航天器结构越来越复杂，承担的任务越来越多，对控制精度的要求也越来越高。结构的复杂性体现在航天器通常带有大挠性太阳帆板、大挠性天线和各种有效载荷；任务的多样性导致航天器的结构经常发生改变，如航天器载荷释放、卫星回收、空间站与载人飞船或货运飞船对接等。通常，控制算法的设计都是依赖于质量特性参数的，而航天器在轨结构的改变造成这些参数都是未知的，为了能够对航天器的姿态轨道控制算法进行重新设计或修正，以提高控制精度并节省燃料，必须进行动力学参数在轨估计，控制的精度很大程度上依赖于参数估计的精度。

技术实现思路

[0003]本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计的方法。
[0004]本专利技术的技术解决方案是：
[0005]一种基于推本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特征在于，包括：以推力器为执行机构，确定航天器执行机构的配置和布局；建立以推力器为执行机构的航天器刚体动力学方程，考虑太阳电池阵的挠性，建立航天器挠性动力学方程；建立在航天器本体坐标系下欧拉角描述的运动学方程；确定航天器姿态测量部件的配置和布局，建立航天器姿态测量部件数学模型；进行基于推力器的三轴转动惯量在轨估计；进行稳态模式和轨道机动模式时布局坐标系下的质心在轨估计；进行航天器质量估计。2.根据权利要求1所述的一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特征在于，在本体坐标系下，以推力器为执行机构，航天器刚体动力学方程为：考虑太阳电池阵的挠性，航天器挠性动力学方程为：式中，ω为航天器本体相对惯性空间的角速度矢量；J为航天器本体的转动惯量阵；T
c
为控制力矩矢量；T
d
为干扰力矩矢量；F
s
为太阳电池阵对航天器的耦合系数阵；F
sT
为航天器对太阳电池阵的耦合系数阵；为太阳电池阵阻尼系数阵；Λ为太阳电池阵模态频率阵；η为太阳电池阵模态坐标矢量。3.根据权利要求1所述的一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特征在于，航天器运动学方程为：ω＝ω
bo
+ω
oi
投影至航天器本体坐标系：当航天器的姿态在小角度变化时，简化为：式中，ω
bo
表示航天器本体坐标系相对质心轨道坐标系的旋转角速度在航天器本体坐标系上的分量；ω
oi
表示质心轨道坐标系相对地心惯性坐标系的旋转角速度在质心轨道坐标系中的分量；为质心轨道坐标系至本体坐标系的坐标转换矩阵；θ、ψ分别表示航天器本体坐标系相对质心轨道坐标系的滚动角、俯仰角、偏航角，ω0表示轨道角速度，为常数，ω
x
,ω
y
,ω
z
分别表示航天器本体相对惯性空间的角速度矢量在航天器本体坐标系三个轴上的分量。4.根据权利要求1所述的一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特
征在于，建立航天器姿态测量部件数学模型的实现方式如下：陀螺测量模型为：式中，U为陀螺输出值；ω
′
为航天器真实姿态角速度；v
g
，v
b
为零均值白噪声，且互不相关；b为陀螺的常值漂移；加速度计的误差δf为：式中，f为实际加速度的输出值，Δk
ai
(i＝x,y,z)为刻度因素在本体坐标系x,y,z三个轴引起的误差矢量，α
yx
,α
zx
,α
xy
,α
zy
,α
xz
,α
yz
为安装误差；δb
A
为随机误差矢量，设为三个轴向加速度计的随机误差，则有：为三个轴向加速度计的随机误差，则有：上式中，为随机常数、为一阶马尔可夫过程，为白噪声过程；α
mi
,为一阶马尔科夫过程的自相关参数和白噪声。5.根据权利要求1所述的一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特征在于，滚动轴转动惯量在轨估计方法如下：与推力矩相比，环境力矩可忽略，航天器动力学方程变为：式中，ρ
i
为第i个推力器的作用点相对于质心坐标系的位置矢量，F
i
为第i个推力器的推力矢量；ω为航天器本体相对惯性空间的角速度矢量；J为航天器本体的转动惯量阵；选择合适的滚动轴推力器工作，俯仰轴和偏航轴方向无推力作用，使滚动角速度ω
x
发生某种变化，而其它两轴的角速度ω
y
和ω
z
无明显变化，设计推力器喷气逻辑，通过滚动角速度的测量，利用最小二乘方法估计滚动轴转动惯量ω
x
；俯仰轴和偏航轴转动惯量在轨估计原理与滚动轴转动惯量在轨估计原理相同。6.根据权利要求1所述的一种基于推力器的航天器质量特性参数在轨估计方法，其特征在于，基于推力器进行稳态模式下的质心在轨估计方式如下：稳态模式下，以推力器为执行机构的刚体动力学方程为：式中，ω为航天器本体相对惯性空间的角速度矢量；J为航天器本体的转动惯量阵；令r
i
为第i个推力器相对于布局坐标系的坐标，质心矢量在布局坐标系中表示为r
cm
，r
cm
就是待估的质心位置矢量；F
i
为第i个推力器的推力矢量；T
d
为干扰力矩矢量；
选择平行于航...

【专利技术属性】
技术研发人员：李广兴，潘雷，陈华健，陈刚，候小娟，马建颖，毛闵军，刘倩，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：