CN107933967A - 一种卫星转动惯量的在轨辨识方法 - Google Patents

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刘新彦
乔国栋
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Abstract

本发明提供一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，涉及航天器姿态快速机动及高稳定度姿态控制领域，步骤为：(1)采集卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩；(2)获取所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式；(3)根据所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度；(4)根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量；(5)根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩并对当前姿态机动前馈力矩进行更新。该方法根据卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力的在轨数据，实时更新姿态机动前馈力矩，从而可以解决现有无法实现卫星姿态快速机动和快速稳定的问题。

Description

一种卫星转动惯量的在轨辨识方法
技术领域
本发明属于航天器姿态快速机动及高稳定度姿态控制领域，涉及一种卫星转动惯量的在轨辨识方法。
背景技术
随着卫星技术的不断发展，遥感卫星的应用也越来越普遍。其中，以高分辨率对地观测和立体测绘为代表的遥感卫星，往往需要通过高精度指向控制和快速姿态机动，实现对观测地区的单景成像、区域成像、大面积成像和机动巡查。根据该卫星的任务和工作模式需求，姿轨控分***必须具备频繁快速机动和快速稳定能力。为满足卫星姿态快速机动和快速稳定的要求，采用前馈与反馈的复合控制策略是较为合理的。其中前馈控制的基本思想为按照设计的运动规律，直接驱动卫星姿态机动，以满足快速性要求。由于前馈控制回路不需要等到输出量发生变化并形成偏差才产生作用，避免了***响应的滞后效应，因此对于提高快速性是非常有利的。
然而，前馈补偿使用的前提是前馈力矩与星体转动惯量相匹配，否则将出现过补偿或者欠补偿，反而不利于机动后的快速稳定。由于目前星体转动惯量难以准确计算且随时间会发生缓慢变化，因此现有卫星转动惯量通常是根据地面收集的卫星历史数据，通过人工经验判断得到的，因此星体转动惯量的获取精度较低，进而导致与其匹配的前馈力矩的误差较大，进而导致无法实现卫星姿态快速机动和快速稳定。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星转动惯量的在轨辨识方法。该方法根据卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力的在轨数据，实时更新姿态机动前馈力矩，从而可以解决现有无法实现卫星姿态快速机动和快速稳定的问题。
本发明的技术解决方案是：一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，包括如下步骤：
(1)采集卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩；
(2)获取所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式；
(3)根据所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度；
(4)根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量；
(5)根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩并对当前姿态机动前馈力矩进行更新。
进一步地，根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量的方法为：
根据公式进行计算，其中，为姿态机动角加速度，Isat为卫星转动惯量，为三轴控制力矩，J11-J33为卫星转动惯量对应的矩阵元素，J21与J12、J31与J13、以及J32与J23分别相等。
进一步地，根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩的方法为：
根据公式进行计算，其中，为姿态机动前馈力矩，为期望角加速度，为实时采集的姿态机动三轴惯性角速度。
进一步地，所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式为 为通过所述多项式拟合公式计算的姿态机动三轴惯性角速度，t为姿态机动三轴惯性角速度对应的采集时间，n为多项式拟合公式的阶数，a0-an为与阶数n对应的常数。
进一步地，根据确定的所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度的方法为：
对所述多项式拟合公式进行微分运算，得到所述姿态机动角加速度对应的计算公式 为姿态机动角加速度。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明通过实时采集卫星当前在轨数据，即采集姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩，并根据实时采集的姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩进行多项式拟合运算得到当前卫星转动惯量，从而可以提高卫星转动惯量的获取精度，此时根据卫星转动惯量获取的姿态机动前馈力矩的精度也较高，计算误差较小，进而实现了卫星姿态快速机动和快速稳定。
附图说明
图1为本发明方法的流程框图。
具体实施方式
本发明方法的流程框图如图1所示，下面对图1中本发明方法的具体步骤进行详细阐述：
(1)采集卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩。
具体地，可以通过在卫星上配置的陀螺仪，采集不同时刻的姿态机动三轴惯性角速度。其中，为了减少后续计算误差，对采集的姿态机动三轴惯性角速度进行陀螺常值漂移补偿和滤波处理。三轴控制力矩的数值可以用三轴控制计算输出的理论值，并补偿动量轮摩擦力矩。
(2)获取所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式。
其中，所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式为 为通过所述多项式拟合公式计算的姿态机动三轴惯性角速度，t为姿态机动三轴惯性角速度对应的采集时间，n为多项式拟合公式的阶数，a0-an为与阶数n对应的常数。
需要说明的是，所述多项式拟合公式为从不同阶数多项式拟合公式中，选择的计算得到的姿态机动三轴惯性角速度与所述采集的姿态机动三轴惯性角速度之间的差值最小的多项式拟合公式。通过选择差值最小的多项式拟合公式，作为所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式，可以保证姿态机动三轴惯性角速度的计算误差最小，进而保证姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度的计算精度。
(3)根据所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度。
具体地，对确定的所述多项式拟合公式进行微分运算，得到所述姿态机动角加速度对应的计算公式其中，姿态机动角加速度，n为从所述不同阶数多项式拟合公式中选择的姿态机动三轴惯性角速度与所述采集的姿态机动三轴惯性角速度之间的差值最小的多项式拟合公式的阶数。本发明中通过对差值最小的多项式拟合公式进行微分运算，得到所述姿态机动角加速度对应的计算公式，可以保证姿态机动角加速度的计算精度。
(4)根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量。
具体地，首先建立公式其中，Isat为卫星转动惯量，T为三轴控制力矩，J11-J33为卫星转动惯量对应的矩阵元素，卫星转动惯量的矩阵元素中对角线上的元素为主惯量，对角线两侧对称的矩阵元素为惯量基，由于卫星转动惯量中的惯量基是对称的，因此J21与J12、J31与J13、以及J32与J23分别为对称矩阵元素并且分别相等，为三轴控制力矩，Tx、Ty、Tz分别为x、y、z轴的控制力矩。进一步将公式转换为的形式，此时，为卫星转动惯量，
(5)根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩并对当前姿态机动前馈力矩进行更新。
具体地，根据公式进行计算，其中，为姿态机动前馈力矩，为期望角加速度，期望角加速度是根据实际需要由外部输入的值，为实时采集的姿态机动三轴惯性角速度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)采集卫星当前姿态机动三轴惯性角速度和三轴控制力矩；
(2)获取所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式；
(3)根据所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度；
(4)根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量；
(5)根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩并对当前姿态机动前馈力矩进行更新。
2.根据权利要求1所述的一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，其特征在于，根据所述姿态机动角加速度和所述三轴控制力矩获取卫星转动惯量的方法为：
根据公式进行计算，其中，为姿态机动角加速度，Isat为卫星转动惯量，为三轴控制力矩，J11-J33为卫星转动惯量对应的矩阵元素，J21与J12、J31与J13、以及J32与J23分别相等。
3.根据权利要求2所述的一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，其特征在于，根据所述卫星转动惯量获取姿态机动前馈力矩的方法为：
根据公式进行计算，其中，为姿态机动前馈力矩，为期望角加速度，为实时采集的姿态机动三轴惯性角速度。
4.根据权利要求1所述的一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，其特征在于，所述姿态机动三轴惯性角速度对应的多项式拟合公式为 为通过所述多项式拟合公式计算的姿态机动三轴惯性角速度，t为姿态机动三轴惯性角速度对应的采集时间，n为多项式拟合公式的阶数，a0-an为与阶数n对应的常数。
5.根据权利要求4所述的一种卫星转动惯量的在轨辨识方法，其特征在于，根据确定的所述多项式拟合公式，确定所述姿态机动三轴惯性角速度对应的姿态机动角加速度的方法为：
对所述多项式拟合公式进行微分运算，得到所述姿态机动角加速度对应的计算公式 为姿态机动角加速度。
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