【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器控制，具体是一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法。
技术介绍
1、空间电推进是一种将电能转换为动能的先进航天动力技术，通过电推进装置中工质的电离和引出产生推力，具有功耗低、比冲高、控制灵活等特点，目前被广泛应用于微纳卫星等航天器，可为航天器的主动变轨和姿态控制提供动力。随着空间探测任务的不断深入和电推进技术的持续提升，电推进装置正在向超高比冲、更高精度、更低成本等方向发展，所研发的新型电推进装置一般需要先进行一系列的地面试验和在轨推力验证，之后才可以作为一种可靠、成熟地产品被应用于空间任务。
2、电推进装置的推力较小，可达毫牛或微牛级别，对其进行高精度在轨测算是一个难题。目前普遍利用航天器轨道的变化参数来测算电推进装置的推力大小，但这种方法复杂、测算时间较长且精度较低。同时，若航天器所搭载的小推力电推进装置在轨验证时开机时间较短，即所造成的航天器轨道变化极其微小，同样也无法精确测算其推力。
3、长寿命高精度的三轴姿态稳定卫星普遍采用动量轮作为姿态控制系统的执行机构，动量轮不仅无需化学燃料消耗，而且控制精度高、反应能力快，对卫星上各类柔性部件的干扰最小。因此，本专利技术设计了一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法。该方法通过在轨卫星动量轮转速的变化来反演电推进装置的推力，可在保证卫星姿态稳定的条件下精确测算电推进装置的推力数值。
技术实现思路
1、本专利技术为解决小推力电推进装置的推力在轨测算问题，在卫星姿态稳定的条件下提供一
2、为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，所述方法包括以下步骤：
4、建立卫星本体坐标系oxyz，调节电推进装置的推力沿y轴正方向，利用三个正交安装的动量轮控制卫星姿态；
5、建立采用动量轮作为执行机构的卫星姿态动力学模型和运动学模型；
6、在姿态控制计算机中设计卫星有限时间姿态稳定控制律；
7、建立电推进装置点火工作前的卫星姿态动力学方程；
8、建立电推进装置点火工作时的卫星姿态动力学方程；
9、利用电推进装置点火工作中的姿态动力学方程与点火工作前的姿态动力学方程作差，得到电推力矩的计算表达式；
10、上行遥控指令控制电推进装置点火工作t秒，并记录电推进装置点火工作前后t秒内的遥测数据，所述遥测数据包括卫星星体角速度和动量轮转速；
11、利用遥测数据反演计算电推进装置的推力。
12、作为本专利技术进一步的技术方案，所述方法根据卫星在轨遥测数据，在地面上反演电推进装置的实际在轨推力，所述方法包括以下步骤：
13、步骤1：建立卫星本体坐标系oxyz，其中，原点o为卫星质心，+x轴指向卫星飞行方向，+z轴指向地心，+y轴满足右手定则且垂直于xoz所形成的平面；
14、步骤2：建立采用动量轮作为执行机构的卫星姿态动力学模型和运动学模型，所建模型为：
15、
16、其中，h为卫星本体的角动量，hw为动量轮系的总角动量，ωbi为卫星惯性角速度，te为外部力矩，te＝td+te且td表示空间环境干扰力矩，te表示电推进装置产生的力矩，且有||te||≤λ1，q＝[q0 qvt]t为姿态四元数，q0为姿态四元数q的标量部分，qv＝[q1 q2 q3]t为姿态四元数q的矢量部分；
17、步骤3：在姿态控制计算机中设计卫星有限时间姿态稳定控制律，所述控制律为：
18、
19、其中，kp和kd是任意正实数，sgn为符号函数矩阵；
20、步骤4：建立电推进装置点火工作前的卫星姿态动力学方程，此时卫星姿态处于稳定状态，有te＝td，ωbi＝[0 0 0]t，姿态动力学方程写为：h1w为电推进装置点火工作前的动量轮系的总角动量；
21、步骤5：建立电推进装置点火工作时的卫星姿态动力学方程，有te＝td+te，姿态动力学方程写为：
22、当ωbi＝[0 0 0]t时，姿态动力学方程为：h2w为电推进装置点火工作时的动量轮系的总角动量；
23、步骤6：利用电推进装置点火工作中的姿态动力学方程与点火工作前的姿态动力学方程作差，得到电推力矩的计算表达式：
24、根据卫星及动量轮惯量特性，电推力矩的计算表达式进一步写为：
25、
26、其中，r为动量轮转速，动量轮角动量与转速的关系为h1w＝kr1w，h2w＝kr2w，k为动量轮惯量特性系数；
27、步骤7：卫星姿态处于稳定状态时，通过地面站上行遥控指令，控制电推进装置点火工作t秒，并记录电推进装置点火工作前后t秒内的遥测数据，所述遥测数据包括卫星星体角速度和动量轮转速；
28、步骤8：利用遥测数据计算电推进装置的推力：
29、
30、其中，l＝[lx ly lz]t为推力力臂，l×是l的反对称矩阵，且有
31、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤1中，电推进装置的喷口位于-y轴所指向的平面上，位置坐标为(lx,ly,lz)，其所产生的推力沿+y轴方向，卫星沿+x、+y和+z轴方向安装有三个正交的动量轮，用于控制卫星姿态。
32、作为本专利技术进一步的技术方案，步骤3中，卫星的姿态控制计算机采用以cortextm-m4为内核的stm32f429igt6高性能微控制器。
33、与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：本专利技术利用在轨卫星在姿态稳定条件下动量轮转速的变化来反演电推进装置的推力，具有测算方法简单、测算时间短、测算精度高且可以保证在轨卫星的姿态和轨道稳定性，在工程上易于实现。
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1.一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
3.根据权利要求2所述的一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，步骤1中，电推进装置的喷口位于-Y轴所指向的平面上，位置坐标为(lx,ly,lz)，其所产生的推力沿+Y轴方向，卫星沿+X、+Y和+Z轴方向安装有三个正交的动量轮，用于控制卫星姿态。
4.根据权利要求2所述的一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，步骤3中，卫星的姿态控制计算机采用以 CortexTM-M4为内核的STM32F429IGT6高性能微控制器。
【技术特征摘要】
1.一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
3.根据权利要求2所述的一种基于动量轮测量的电推进装置的推力反演方法，其特征在于，步骤1中，电推进装置的喷口位于-y轴所指向的平...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙亮，赵泽林，黄海，赵国伟，赵旭瑞，牛晓洁，赵炜佳，刘家俊，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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