[发明专利]一种挠性振荡自主判别方法

说明书

本发明提供了一种在轨自主判别挠性振荡的方法，采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，其步骤包括：计算姿态角速率绝对值滤波值，应用陀螺测得的姿态角速率，对该角速率取绝对值后进行一阶滤波，该滤波值用于挠性振荡振幅判别；累计姿态角速率极性改变时间，对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别；姿态角速率振幅和频率判别，姿态角速率绝对值滤波值大于设定的判别阈值，且姿态角速率极性不变累计时间小于挠性振荡频率等效的周期，则判定挠性振荡发生。与现有技术相比，其优点和有益效果在于挠性振荡判别算法简单、有效，适合在轨自主判别应用，且易于工程实现。

技术领域

本发明属于挠性振荡判别技术，特别涉及一种航天器在轨自主挠性振荡判别方法。

背景技术

随着航天技术的发展，大型航天器上安装了大面积的挠性太阳帆板、挠性天线，并携带大量的推进剂。为了减重，大面积的太阳帆板、天线刚度越来越低，推进剂贮箱不加防晃装置，柔性太阳帆板和天线，以及液体晃动的阻尼系数只有0.001；另外，航天器轨道机动能力不断提高，一些航天器要求具备6个方向轨控推力输出，全方位轨控推力输出进一步加剧了航天器挠性振荡的发生。

1958年发射的探险者1号由于鞭状天线挠性振荡失效；1982年由美国发射的陆地卫星（4号）观测仪的旋转部分受到挠性太阳帆板驱动系统和姿态控制器的相互干扰而未能达到预期的性能；国际5号通信卫星帆板的高阶扭转模态与驱动系统发生谐振导致帆板停转和打滑。在轨期间自主判别挠性振荡，并在发现挠性振荡后采取轨控停控或控制参数自适应修正等挠性抑制措施，避免帆板折断等灾难性后果发生。

发明内容

针对现有航天器在轨可能发生挠性振荡的问题，本发明的目的是提供一种挠性振荡自主判别方法，以便在轨及时采取轨控停控或控制参数自适应修正等挠性抑制措施，预防挠性振荡导致帆板折断等灾难性后果，并且易于工程实现。

为达到上述发明目的，本发明的技术解决方案是：一种挠性振荡自主判别方法，采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，其具体包括如下步骤：

1）计算姿态角速率绝对值滤波值

应用陀螺测得的姿态角速率，对该角速率取绝对值后进行一阶滤波，该滤波值用于挠性振荡振幅判别；

2）累计姿态角速率极性不变时间

对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别；

3）姿态角速率振幅和频率判别

姿态角速率绝对值滤波值大于设定的判别阈值，且姿态角速率极性不变累计时间小于挠性振荡频率等效的周期，则判定挠性振荡发生。

本发明的挠性振荡自主判别方法，与现有技术相比，优点和有益效果是：

1）挠性振荡判别算法简单、有效；

2）适合在轨自主判别应用，且易于工程实现。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1是本发明的姿态角速率挠性振荡示意图；

图2是本发明的挠性振荡自主判别方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，是本发明的姿态角速率挠性振荡示意图。