[发明专利]基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法

权利要求书

1.一种基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法，其特征在于，包括步骤：

步骤S10，获取航天器角速度信息、飞轮转速信息和相对姿态；

步骤S20，基于航天器预设时间段内的总角动量守恒构建与角速度信息和飞轮转速信息相关的方程式；

步骤S30，求解方程式中的转动惯量；

其中，所述步骤S10包括步骤：

步骤S11，获取第一时刻航天器的角速度信息和飞轮转速信息；

步骤S12，获取第二时刻航天器的角速度信息和飞轮转速信息；

步骤S13，获取由第二时刻航天器瞬时姿态转换到第一时刻航天器瞬时姿态的转换矩阵。

2.如权利要求1所述基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法，其特征在于，所述步骤S10之前包括步骤：

步骤S1，判断航天器的执行机构是否已停止工作；

步骤S2，若已停止工作，执行步骤S10。

3.如权利要求2所述基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法，其特征在于，所述执行机构包括喷气设备和磁力矩器。

4.如权利要求1所述基于动量守恒的航天器转动惯量在轨测量方法，其特征在于，在所述步骤S20中，所述构建的方程式为：

A_ib(t₁)(H_Wb(t₁)+JW_b(t₁))＝A_ib(t₂)(H_Wb(t₂)+JW_b(t₂))

其中，等式左边表示的是t₁时刻航天器的总角动量，等式右边表示的是t₂时刻航天器的总角动量，H_Wb(t)表示的是t时刻所有飞轮角动量的矢量和在航天器瞬时本体系下的坐标，W_b(t)表示的是航天器相对惯性系的角速度在瞬时本体系下投影坐标，J表示的是航天器转动惯量，A_ib(t)表示的是由瞬时本体系到惯性系的姿态转换矩阵。