一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法技术

本发明专利技术公开了一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，包括：获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。通过卫星姿态遥测信息进行一系列分析计算，求解出卫星残余角动量与转动部件转动惯量。通过对转动部件转动惯量的修正，能显著提高卫星的在轨姿态稳定度。计算结果对载有大惯量转动部件的卫星在轨转动惯量估计和修正，提高姿态指向精度具有现实意义。提高姿态指向精度具有现实意义。提高姿态指向精度具有现实意义。

【技术实现步骤摘要】
一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法


[0001]本专利技术涉及卫星姿态控制
，具体涉及一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法。

技术介绍

[0002]某型号卫星装载大惯量转动部件，在轨应用时绕卫星本体Z轴一直处于匀速转动状态，其转动产生的常值角动量部分可以由姿轨控分系统长期补偿，但是转动部件的不平衡量引起的周期性干扰力矩难以由姿轨控分系统直接补偿，会直接影响卫星姿态稳定度指标。
[0003]在地面试验过程中，一般会对转动部件的不平衡特性进行单机层面的识别。但是在轨对卫星大惯量转动部件的不平衡量进行补偿难以实现，主要原因如下：
[0004]1)在轨真空环境下，转动部件长期处于太阳光直射下，地面试验结果与实际在轨情况可能存在差异，材料的热效应可能导致其质心产生偏移，从而影响其转动特性；
[0005]2)单机层面进行的试验仅考虑转动部件自身的特性，一旦单机安装到卫星上，其不平衡特性与安装前会存在差异；
[0006]3)转动部件不平衡量引起的周期性干扰力矩的相位特性无法从地面实验结果直接得到；
[0007]4)由控制系统对不平衡量进行补偿时，动量轮的真实输出力矩与指令力矩存在一定的相位差。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的在于提供一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，估计结果对含大惯量转动部件的角动量补偿和提高卫星姿态指向精度具有现实意义。
[0009]为了达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0010]一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，包括：
[0011]获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；
[0012]获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；
[0013]根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；
[0014]根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。
[0015]进一步地，所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：
[0016]获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角
[0017]计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R
cx0
,R
cy0
,R
cz0
，
表达式为：
[0018][0019]R
cy0
＝K
p2
·
θ0+∫(K
i2
·
θ0)dt
[0020]R
cz0
＝K
p3
·
ψ0+∫(K
i3
·
ψ0‑
omg*hxx)dt
[0021]对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三轴控制力矩M0＝[M
cx0
；M
cy0
；M
cz0
]，表达式为：
[0022][0023]进一步地，所述获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角具体包括：
[0024]判断所述卫星是否处于姿态稳定状态，若是，根据卫星三轴姿态角遥测，得到一组稳态时的卫星三轴欧拉角。
[0025]进一步地，卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致h
z
≠h'
z
，卫星存在残余角动量，使得由于卫星处于姿态稳定状态，则卫星残余角动量产生的干扰力矩M
s
的表达式为：
[0026]进一步地，由于卫星当前状态为稳态，卫星残余角动量产生的干扰力矩被卫星姿态控制用飞轮补偿，计算得到转动部件在轨真实h
z
，具体通过如下公式进行计算：
[0027]进一步地，计算得到大惯量转动部件的在轨真实转动惯量J0，具体通过如下公式进行计算：h
z
＝J0ω
z
。
[0028]与现有技术相比，本专利技术至少具有以下优点之一：
[0029]附图说明
[0030]图1为本专利技术一实施例中方法流程图。
具体实施方式
[0031]以下结合附图1和具体实施方式对本专利技术作进一步详细说明。根据下面说明，本专利技术的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本专利技术实施方式的目的。为了使本专利技术的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本专利技术实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本专利技术所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本专利技术所揭示的
技术实现思路
能涵盖的范围内。
[0032]需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存
在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、在轨估计方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、在轨估计方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、在轨估计方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。
[0033]请参阅图1所示，本实施例提供的一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，包括：
[0034]获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；
[0035]获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；
[0036]根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；
[0037]根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。
[0038]本实施例中，所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：
[0039]获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角
[0040]计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R
cx0
,R
cy0
,R
cz0
，表达式为：
[0041][0042]R
cy0
＝K
p2
·
θ0+∫(K
i2
·
θ0)dt
[0043]R
cz0
＝K
p3
·
ψ0+∫(K
i3
·
ψ0‑
omg*hxx)本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，其特征在于，包括：获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。2.如权利要求1所述的在轨估计方法，其特征在于，所述三轴控制力矩通具体通过如下步骤获得：获取卫星处于姿态稳定时的三轴欧拉角计算出当前状态下卫星姿态控制用动量轮的三轴控制指令角动量R
cx0
,R
cy0
,R
cz0
，表达式为：R
cy0
＝K
p2
·
θ0+∫(K
i2
·
θ0)dtR
cz0
＝K
p3
·
ψ0+∫(K
i3
·
ψ0‑
omg*hxx)dt对卫星三轴控制角动量的表达式用时间t求导，计算出卫星此时的三...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐梓尧，徐鹏，陆琳，聂章海，张子龙，鲁启东，彭瑞，左志丹，陆丹萍，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：