[发明专利]组合航天器转动惯量在轨辩识方法

说明书

本发明公开了组合航天器转动惯量在轨辩识方法，由以下步骤组成：步骤S1：利用磁悬浮控制敏感陀螺构建陀螺群，步骤S2：根据磁悬浮控制敏感陀螺的工作原理，推导出陀螺群对组合航天器施加的合力矩和陀螺群在服务航天器坐标系下的角动量；步骤S3：建立以陀螺群为执行机构的组合航天器姿态运动学模型，根据组合航天器姿态运动学模型推导出以组合航天器转动惯量为变量的线性方程；步骤S4：通过最小二乘法在轨辨识组合航天器的转动惯量；本发明在轨辨识过程中以磁悬浮控制敏感陀螺群作为激励，无须消耗服务航天器的燃料；并且由于利用陀螺群作为激励，而磁悬浮控制敏感陀螺的线性特性好，确保了辨识精度。

技术领域

本发明属于航天器姿控系统领域，尤其涉及组合航天器转动惯量在轨辩识方法。

背景技术

随着航天科技的发展以及在轨应用的需求，航天器实施在轨维修、在轨加注、携星球样本返回等空间任务都与目标以组合体方式运行。服务航天器与目标航天器构成航天器组合体后形成组合航天器，组合航天器通常需要做位置或姿态机动以辅助任务的实施。目标航天器的质量特性未知致使组合航天器成为一个质量特性参数不确定的系统，该系统动力学特性复杂、参数与服务航天器相比变化较大，容易引起姿态控制系统失效。组合航天器的质量特性对姿态控制器设计及控制效果有着很大的影响，为实现高精度控制，需解决组合航天器质量特性参数在轨辨识问题。

单个航天器的转动惯量辨识研究较为广泛，主要利用以推力器为代表的执行机构驱动航天器姿态机动，采用以星载加速度计、陀螺等敏感仪器对航天器运动前后姿态变化情况进行数据采集，基于系统的动力学方程（即空间自由浮动物体的牛顿-欧拉方程）或角动量守恒原则对航天器的转动惯量进行求解。

现有技术一般采用推力器作为执行机构，对组合航天器的转动惯量进行辨识，但是推力器的输出力矩不能连续变化还需要消耗服务航天器的有限燃料，辨识精度不高；少数采用飞轮作为激励源，可以输出连续力矩且避免了燃料消耗，但传统的机械飞轮旋转过程中存在非线性摩擦项，辨识精度有限。

发明内容

本发明的目的是提供组合航天器转动惯量在轨辩识方法，以解决现有的辨识方法需要消耗燃料且辨识精度有限的问题。

本发明采用以下技术方案：组合航天器转动惯量在轨辩识方法，由以下步骤组成：

步骤S1：利用磁悬浮控制敏感陀螺构建陀螺群，陀螺群由结构相同的第一磁悬浮控制敏感陀螺和第二磁悬浮控制敏感陀螺呈双正交构型组成；

步骤S2：根据磁悬浮控制敏感陀螺的工作原理，推导出陀螺群对组合航天器施加的合力矩和陀螺群在服务航天器坐标系下的角动量；

步骤S3：建立以陀螺群为执行机构的组合航天器姿态运动学模型，根据组合航天器姿态运动学模型推导出以组合航天器转动惯量为变量的线性方程；

步骤S4：通过最小二乘法在轨辨识组合航天器的转动惯量；

其中，步骤S2中陀螺群对组合航天器施加的合力矩的计算公式为：

，（1）