CN111829704B - 航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法 - Google Patents

航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法 Download PDF

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CN111829704B CN202010663597.3A CN202010663597A CN111829704B CN 111829704 B CN111829704 B CN 111829704B CN 202010663597 A CN202010663597 A CN 202010663597A CN 111829704 B CN111829704 B CN 111829704B
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Abstract

本发明提供了一种航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法，属于控制技术领域。本发明包括：台上测控***、台下上位机***和无线传输系，台上测控***和台下上位机***通过无线传输系无线连接。所述台下上位机***包括数据处理***和显示***，数据处理***和显示***安装在台下上位机***上，数据处理***与显示***相连接，本发明提出了航天器残余力矩残余角动量的测量算法以及测量***的设计方案，能够在地面得到载荷工作时对航天器产生的残余力矩和残余角动量且给出了具体的装置设计和算法推导以及仿真结果，能够高精度的得到载荷工作时的残余力矩以及残余角动惯量，装置设计以及算法原理更加完善，实用性更强。

Description

航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法
技术领域
本发明涉及一种航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法，属于控制技术领域。
背景技术
航天器上活动载荷在工作过程中会产生力矩作用在空间飞行器上，这个力矩就叫做残余力矩，残余力矩作用于空间飞行器上产生的角动量叫做残余角动量。随着卫星姿态控制精度要求的不断提高，在卫星的设计与控制中对干扰力矩的重视程度也越来越高。卫星上的载荷大多是活动载荷，比如相机等设备，残余力矩会对卫星姿态稳定度产生影响，也不利于卫星的姿态控制。如果能够测量出载荷的残余力矩和残余角动量值，可以在设计卫星的控制算法的过程中，引入残余力矩进行分析，来减小活动载荷工作时对卫星控制的影响。残余力矩和残余角动量可以作为指导卫星控制算法设计的重要参考依据，也可以对载荷安装的可行性与安装后对残余力矩的补偿方法提供参考依据。
申请公开号CN110542439A、申请公布日2019年12月6日，公开了“基于三维气浮的惯性器件残余力矩测量装置及方法”提供了一种基于三维气浮的惯性器件的测量装置及方法，给出了装置的设计方案以及测量的方案。方案均较为粗糙，对各功能具体设计方案并没有详细给出，并且没有给出具体的残余力矩测量算法，只能通过测量力矩的仪器去测量，方案较难保证足够高的精度。
论文《大型三轴气浮台转动惯量和干扰力矩高精度联合辨识技术》，作者：洪振强、宋效正、吕旺、仲惟超、王田野，出版刊名：航天器环境工程，2017年34卷1期，页码28-34，提出了一种新的大型三轴气浮台转动惯量和干扰力矩联合辨识技术，通过台上飞轮对三轴施加激励作用，利用激光陀螺等姿态测量数据实现对台体惯量矩阵和干扰力矩的高精度联合辨识，采用了积分的方式避免了角速度微分引起的噪声放大。但该算法测量转动惯量为三轴气浮台整体转动惯量，更多时候所需要的转动惯量为部分的转动惯量，对这部分的算法进行补充，并且该算法计算量过大，计算时间长，数据量过大时会导致辨识精度下降。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种航天器残余力矩残余角动量测量标定装置及方法。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种航天器残余力矩残余角动量测量标定装置，包括：台上测控***,、台下上位机***和无线传输***，台上测控***和台下上位机***通过无线传输***无线连接。
所述台下上位机***包括数据处理***和显示***，数据处理***和显示***安装在台下上位机***，数据处理***与显示***相连接。
所述台上测控***包括供电***、时标***、三轴气浮台姿态测控***、调平衡***、支撑与保护***和气浮台仪表平台，供电***、时标***、三轴气浮台姿态测控***和调平衡***均安装在气浮台仪表平台上，气浮台仪表平台和支撑与保护***安装在台上测控***上，供电***分别为时标***、三轴气浮台姿态测控***和调平衡***进行供电，台上测控***的三轴气浮台姿态测控***与台下上位机***数据处理***通过无线传输***连接。
所述供电***是使用锂电池与二次电源进行供电。
所述时标***包括两块时钟板卡。
所述三轴气浮台姿态测控***包括气浮球、仪表平台、飞轮和陀螺仪，载荷和测量元件安装在仪表平台上，飞轮和陀螺仪按照台体坐标系的三个方向正交安装。
所述调平衡***，由多个配重块和直线模组成。
所述支撑与保护***，支撑***包括三台同步千斤顶和驱动控制***，保护***由伞状支撑组成，伞状支撑安装在仪表平台下方。
一种航天器残余力矩残余角动量测量标定方法，包括两部分，一部分是测量三轴气浮台的转动惯量，另一部分是测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量。二者都是利用角动量定理对三轴气浮台进行姿态分析得到的。
所述测量三轴气浮台的转动惯量算法，第一步利用飞轮作为三轴气浮台的外力矩输入，此时三轴气浮台在飞轮的作用下进行小角度转动，通过陀螺仪输出的信息得到三轴气浮台的角速度角加速度信息。第二步通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台自身的转动惯量。
首先分析三轴气浮台在以飞轮作为输入力矩转动时的姿态。
Figure BDA0002579514600000031
Figure BDA0002579514600000032
其中Jf为飞轮的转动惯量，ωf为飞轮的转速，为J三轴气浮台的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度。在三轴气浮台工作时，会受到干扰力矩的作用，包括常值干扰力矩，重力干扰力矩和阻尼力矩。将这些干扰力矩的模型得到的公式带入到前述的公式中进行整理写成最小二乘法的形式，可以得到：
[C D E F G]·X＝B (3)
其中E,F,G为三种干扰力矩的模型参数：
Figure BDA0002579514600000033
Figure BDA0002579514600000041
Figure BDA0002579514600000042
Figure BDA0002579514600000043
Figure BDA0002579514600000044
X＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23 Mgrx Mgry Mgrz kx ky kz Tcx Tcy Tcz]T (9)
通过最小二乘法可以辨识得到上述各值，包括转动惯量、惯量积、干扰力矩。
第二步为通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台本体的转动惯量矩阵。设载荷在三轴气浮台坐标系OXYZ下各质量元m的坐标为(xi,yi,zi)，且在载荷安装满足要求的情况下，载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点在三轴气浮台坐标系的位置为(x0,y0,z0)
此时，在三轴气浮台坐标系下载荷对于载荷坐标系原点O1的惯量矩阵为：
Figure BDA0002579514600000045
在三轴气浮台坐标系下载荷对于三轴气浮台坐标系原点O的惯量矩阵为：
Figure BDA0002579514600000046
由于载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点即载荷的质点，故：
Σmixi＝Σmiyi＝Σmizi＝0
故I1展开得到
Figure BDA0002579514600000051
若X为最小二乘法得到的转动惯量，J为三轴气浮台本体的转动惯量。那么：
J＝X-I1 (13)
所述测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量算法，
其所测量的载荷为一个二自由度的活动装置，绕其自身x轴和z轴旋转，当载荷工作时，根据角动量守恒定理，可以得到：
Figure BDA0002579514600000052
其中M为残余力矩，J为三轴气浮台本身不包含载荷部分的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度。将该公式用矩阵的形式表示，可以得到：
Figure BDA0002579514600000053
J＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23]T (16)
将上述公式高阶小量忽略，并将等式左右同时积分，可以得到：
Figure BDA0002579514600000054
其中L为残余角动量，通过该公式可以精确得到载荷工作时对航天器产生的残余角动量，再对残余角动量进行微分即可得到残余力矩。
本发明提出了航天器残余力矩残余角动量的测量算法以及测量***的设计方案。能够在地面得到载荷工作时对航天器产生的残余力矩和残余角动量且给出了具体的装置设计和算法推导以及仿真结果，辨识得到了该***所需要的转动惯量值。能够高精度的得到载荷工作时的残余力矩以及残余角动惯量，装置设计以及算法原理更加完善，实用性更强。
附图说明
图1为本发明航天器残余力矩残余角动量测量标定装置***组成结构示意图。
图2为台下数据显示与控制界面。
图3为三轴气浮台结构示意图。
图4为台下数据处理***和显示***示意图。
图中的附图标记，1为供电***，2为时标***，3为三轴气浮台姿态测控***，4为调平衡***，5为支撑与保护***，6为无线传输***，7为数据处理***，8为显示***，9为气浮台仪表平台。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
实施例1
如图1-图4所示，本实施例所涉及的一种航天器残余力矩残余角动量测量标定装置，包括：台上测控***、台下上位机***和无线传输***6，台上测控***和台下上位机***通过无线传输***6无线连接。
所述台下上位机***包括数据处理***7和显示***8，数据处理***7和显示***8安装在台下上位机***，数据处理***7与显示***8相连接。
所述台上测控***包括供电***1、时标***2、三轴气浮台姿态测控***3、调平衡***4、支撑与保护***5和气浮台仪表平台9，供电***1、时标***2、三轴气浮台姿态测控***3和调平衡***4均安装在气浮台仪表平台9上，气浮台仪表平台9和支撑与保护***5安装在台上测控***上，供电***1分别为时标***2、三轴气浮台姿态测控***3和调平衡***4进行供电，台上测控***的三轴气浮台姿态测控***3与台下上位机***的数据处理***7通过无线传输***6连接。
所述供电***1是使用锂电池与二次电源进行供电。
所述时标***2包括两块时钟板卡。
所述三轴气浮台姿态测控***3包括气浮球、仪表平台、飞轮和陀螺仪，载荷和测量元件安装在仪表平台上，飞轮和陀螺仪按照台体坐标系的三个方向正交安装。
所述调平衡***4，由多个配重块和直线模组成。
所述支撑与保护***5，支撑***包括三台同步千斤顶和驱动控制***，保护***有伞状支撑组成，伞状支撑安装在仪表平台下方。
一种航天器残余力矩残余角动量测量标定方法，包括两部分，一部分是测量三轴气浮台的转动惯量，另一部分是测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量。二者都是利用角动量定理对气浮台进行姿态分析得到的。
所述测量三轴气浮台的转动惯量算法，第一步利用飞轮作为气浮台的外力矩输入，此时气浮台在飞轮的作用下进行小角度转动，通过陀螺仪输出的信息得到气浮台的角速度角加速度信息。第二步通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台自身的转动惯量。
首先分析气三轴浮台在以飞轮作为输入力矩转动时的姿态。
Figure BDA0002579514600000071
Figure BDA0002579514600000072
其中Jf为飞轮的转动惯量，ωf为飞轮的转速，为J三轴气浮台的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度。在三轴气浮台工作时，会受到干扰力矩的作用，包括常值干扰力矩，重力干扰力矩和阻尼力矩。将这些干扰力矩的模型得到的公式带入到前述的公式中进行整理写成最小二乘法的形式，可以得到：
[C D E F G]·X＝B (3)
其中E,F,G为三种干扰力矩的模型参数：
Figure BDA0002579514600000081
Figure BDA0002579514600000082
Figure BDA0002579514600000083
Figure BDA0002579514600000084
Figure BDA0002579514600000085
X＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23 Mgrx Mgry Mgrz kx ky kz Tcx Tcy Tcz]T (9)
通过最小二乘法可以辨识得到上述各值，包括转动惯量、惯量积、干扰力矩。
第二步为通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台本体的转动惯量矩阵。设载荷在三轴气浮台坐标系OXYZ下各质量元m的坐标为(xi,yi,zi)，且在载荷安装满足要求的情况下，载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点在三轴气浮台坐标系的位置为(x0,y0,z0)
此时，在三轴气浮台坐标系下载荷对于载荷坐标系原点O1的惯量矩阵为：
Figure BDA0002579514600000086
在三轴气浮台坐标系下载荷对于三轴气浮台坐标系原点O的惯量矩阵为：
Figure BDA0002579514600000091
由于载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点即载荷的质点，故：
Σmixi＝Σmiyi＝Σmizi＝0
故I1展开得到
Figure BDA0002579514600000092
若X为最小二乘法得到的转动惯量，J为三轴气浮台本体的转动惯量。那么：
J＝X-I1 (13)
所述测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量算法，
其所测量的载荷为一个二自由度的活动装置，绕其自身x轴和z轴旋转，当载荷工作时，根据角动量守恒定理，可以得到：
Figure BDA0002579514600000093
其中M为残余力矩，J为三轴气浮台本身不包含载荷部分的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度。将该公式用矩阵的形式表示，可以得到：
Figure BDA0002579514600000094
J＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23]T (16)
将上述公式高阶小量忽略，并将等式左右同时积分，可以得到：
Figure BDA0002579514600000095
其中L为残余角动量，通过该公式可以精确得到载荷工作时对航天器产生的残余角动量，再对残余角动量进行微分即可得到残余力矩。
实施例2
为了在地面测量航天器上活动载荷工作过程中产生的残余力矩和残余角动量，本技术采用如下方案：使用三轴气浮台模拟航天器，在三轴气浮台上安装载荷并调整***平衡使其处于微干扰力矩的类失重环境下，此时载荷工作产生的残余力矩将使得三轴气浮台转动，通过对三轴气浮台进行姿态分析即可得到活动载荷工作过程中的残余力矩。
首先安装***的硬件结构，组装好三轴气浮台***后进行调整平衡工作，尽可能将质心调整到气浮球几何中心位置处。接下来对三轴气浮台施加既定的输入得到姿态数据，分析得到三轴气浮台的转动惯量。最后使载荷工作分析测量得到的姿态和已测量的转动惯量等数据得到***残余力矩和残余角动量。
实施例3
三轴气浮台姿态测控***3由气浮球、仪表平台、飞轮、陀螺仪组成，载荷和测量元件等安装在仪表平台上，其中飞轮和陀螺仪要按照台体坐标系的三个方向正交安装，外部供气将气浮球和仪表平台托起，得到了地面微干扰力矩的环境，在此环境下能够在地面模拟航天器并能够测量以及控制其姿态。
此三轴气浮台姿态测控***3用于测量三轴气浮台的转动惯量和测量残余力矩，测量转动惯量时由飞轮作为外力输入，陀螺仪作为测量元件进行测量，在测量残余力矩时仅由陀螺仪测量姿态。该***为开环***，因为本***并不是为了控制姿态稳定，而是通过姿态判断***参数即转动惯量以及分析外力即残余力矩。
支撑与保护***5由支撑***和保护***组成，支撑***由三台同步千斤顶及其驱动控制***组成，在非工作状态时，千斤顶同步升起，使气浮球脱离轴承座对***进行保护。在工作状态下，三轴气浮台姿态测控***供气后放下千斤顶使其处于工作状态。保护***由仪表平台下方的伞状支撑组成，通过控制电机控制伞状部分的张开角度，从而控制仪表平台的角度变化范围。三轴气浮台的核心部件仪表平台和气浮球轴承的安全性是***的关键问题之一，该***保证了三轴气浮台工作时安全性和可靠性。
调平衡***4由多个配重块和直线模组组成，在粗调平衡时，观察三轴气浮台的倾斜情况去调整配重块位置，粗调平衡后，通过直线模组调整滑块位置，进行精调平衡，保证三轴气浮台的平衡。为了在地面模拟航天器运动，三轴气浮台的质心应与气浮球几何中心轴重合，这样才能保证***的精度足够高，干扰力矩足够小，不影响实验的精度。在仪表平台上设备以及载荷安装好后，开始进行调平衡。
供电***1，为了能够模拟空间微干扰力矩的情况，三轴气浮台与台下不能有任何有线连接，故供电系1需要用锂电池与二次电源为台上各个设备进行供电。
无线传输***6，在保证三轴气浮台姿态测控***3的独立的情况下，需要对三轴气浮台上设备进行操作，并得到台上测控***的数据，通过无线通讯的方式，由台下上位机控制台上测控机执行操作。台上测控***将采集得到的数据由无线传输***6发送至台下上机位***，由数据处理***7及显示***8进行数据处理及显示的工作。
数据处理***7与显示***8，台下上位机***对台上测控***传来的数据进行数据处理并进行显示，并向台上发送指令。将台上测控***发送的三轴气浮台姿态测控***3信息，包括陀螺仪输出的三轴气浮台角度、飞轮的转速等数据进行显示，并将这些数据通过计算得到转动惯量和残余力矩。
时标***2，为了将测量得到的残余力矩与载荷的工作状态一一对应，需要二者的时钟是同步的。在二者时钟同步的情况下，对数据加以时间戳即可得到残余力矩对应的载荷工作状态。时标***利用两块时钟板卡，将一块时钟板卡通过GPS进行校时，另一块时钟板卡与校时后的板卡进行同步，使得二者时钟同步。
使用方法：
1.按要求安装硬件设备，调整配重块使三轴气浮台质心接近气浮球几何中心。
2.台上供电***上电、台下***与支撑保护***上电，台上台下通讯连接。
3.给三轴气浮台供气，使其浮起。
4.打开伞状支撑，放下千斤顶。
5.精确调整三轴气浮台平衡。
6.通过已有算法测量三轴气浮台转动惯量。
7.使载荷工作，测量残余力矩和残余角动量。
8.测量结束后，升起千斤顶，收起伞状支撑，停止三轴气浮台供气。
9.关闭电源，结束全部工作。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种航天器残余力矩残余角动量测量标定方法，测量标定装置包括：台上测控***、台下上位机***和无线传输***(6)，台上测控***和台下上位机***通过无线传输***(6)无线连接；
所述台下上位机***包括数据处理***(7)和显示***(8)，数据处理***(7)和显示***(8)安装在台下上位机***上，数据处理***(7)与显示***(8)相连接；
所述台上测控***包括供电***(1)、时标***(2)、三轴气浮台姿态测控***(3)、调平衡***(4)、支撑与保护***(5)和气浮台仪表平台(9)，供电***(1)、时标***(2)、三轴气浮台姿态测控***(3)和调平衡***(4)均安装在气浮台仪表平台(9)上，气浮台仪表平台(9)和支撑与保护***(5)安装在台上测控***上，供电***(1)分别为时标***(2)、三轴气浮台姿态测控***(3)和调平衡***(4)进行供电，台上测控***的三轴气浮台姿态测控***(3)与台下上位机***数据处理***(7)通过无线传输***(6)连接；
所述供电***(1)是使用锂电池与二次电源进行供电；
所述时标***(2)包括两块时钟板卡；
所述三轴气浮台姿态测控***(3)包括气浮球、仪表平台、飞轮和陀螺仪，载荷和测量元件安装在仪表平台上，飞轮和陀螺仪按照台体坐标系的三个方向正交安装；
所述调平衡***(4)，由多个配重块和直线模组成；
所述支撑与保护***(5)，支撑***包括三台同步千斤顶和驱动控制***，保护***由伞状支撑组成，伞状支撑安装在气浮台仪表平台(9)下方；
其特征在于，包括两部分，一部分是测量三轴气浮台的转动惯量，另一部分是测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量，二者都是利用角动量定理对三轴气浮台进行姿态分析得到的；
所述测量三轴气浮台的转动惯量算法，第一步利用飞轮作为三轴气浮台的外力矩输入，此时三轴气浮台在飞轮的作用下进行小角度转动，通过陀螺仪输出的信息得到三轴气浮台的角速度角加速度信息，第二步通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台自身的转动惯量；
首先分析三轴气浮台在以飞轮作为输入力矩转动时的姿态
Figure FDA0003297762360000021
Figure FDA0003297762360000022
其中Jf为飞轮的转动惯量，ωf为飞轮的转速，为J三轴气浮台的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度，在三轴气浮台工作时，会受到干扰力矩的作用，包括常值干扰力矩，重力干扰力矩和阻尼力矩，将这些干扰力矩的模型得到的公式带入到前述的公式中进行整理写成最小二乘法的形式，可以得到：
[C D E F G]·X＝B (3)
其中E,F,G为三种干扰力矩的模型参数：
Figure FDA0003297762360000023
Figure FDA0003297762360000024
Figure FDA0003297762360000025
Figure FDA0003297762360000026
Figure FDA0003297762360000027
X＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23 Mgrx Mgry Mgrz kx ky kz Tcx Tcy Tcz]T (9)
通过最小二乘法可以辨识得到上述各值，包括转动惯量、惯量积、干扰力矩；
第二步为通过辨识得到的转动惯量和载荷的转动惯量得到三轴气浮台本体的转动惯量矩阵，设载荷在三轴气浮台坐标系OXYZ下各质量元m的坐标为(xi,yi,zi)，且在载荷安装满足要求的情况下，载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点在三轴气浮台坐标系的位置为(x0,y0,z0)
此时，在三轴气浮台坐标系下载荷对于载荷坐标系原点O1的惯量矩阵为：
Figure FDA0003297762360000031
在三轴气浮台坐标系下载荷对于三轴气浮台坐标系原点O的惯量矩阵为：
Figure FDA0003297762360000032
由于载荷坐标系O1X1Y1Z1的原点即载荷的质点，故：
∑mixi＝∑miyi＝∑mizi＝0
故I1展开得到
Figure FDA0003297762360000033
若X为最小二乘法得到的转动惯量，J为三轴气浮台本体的转动惯量，那么：
J＝X-I1 (13)
所述测量载荷工作时产生的残余力矩和残余角动量算法，
其所测量的载荷为一个二自由度的活动装置，绕其自身x轴和z轴旋转，当载荷工作时，根据角动量守恒定理，可以得到：
Figure FDA0003297762360000034
其中M为残余力矩，J为三轴气浮台本身不包含载荷部分的转动惯量，ω为三轴气浮台的角速度，将该公式用矩阵的形式表示，可以得到：
Figure FDA0003297762360000035
J＝[J11 J22 J33 J12 J13 J23]T (16)
将上述公式高阶小量忽略，并将等式左右同时积分，可以得到：
Figure FDA0003297762360000041
其中L为残余角动量，通过该公式可以精确得到载荷工作时对航天器产生的残余角动量，再对残余角动量进行微分即可得到残余力矩。
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