[发明专利]一种大惯量转动部件动不平衡特性在轨估计方法

说明书

本发明公开一种利用陀螺测量信息进行的卫星大惯量转动部件动不平衡特性在轨估计方法，根据卫星三轴姿态角速度遥测，拟合出三轴惯性角速度正弦函数表达式；计算出卫星三轴惯性角加速度；计算出卫星刚体力矩；计算出太阳电池阵挠性力矩；得出卫星受到的干扰力矩；根据卫星干扰力矩拟合出转动部件的动不平衡幅值和相位。本发明通过陀螺测量信息进行一系列分析计算，求解出动不平衡的幅值与相位，计算结果对转动部件及控制系统的设计改进具有现实意义。

技术领域

本发明涉及一种利用陀螺测量信息进行卫星大惯量转动部件的动不平衡特性在轨估计方法。

背景技术

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，其转动产生的角动量由姿轨控分系统长期补偿，因此转动部件的动不平衡特性直接影响卫星姿态稳定度指标。

在地面试验过程中，一般会对转动部件的动不平衡特性进行单机层面的识别，然后反馈给控制系统进行角动量补偿设计与试验验证。但地面试验结果与实际在轨情况可能存在差异，主要原因如下：

1)单机层面进行的试验仅考虑转动部件自身的特性，而实际该卫星还装有单翼太阳电池阵、挠性明显且低频振型与转动部件转动方向相同，这两者对卫星姿态稳定度可能具有叠加影响；

2)在轨真空环境下，该转动部件长期处于太阳光直射下，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；

3)某些地面未识别原因影响到转动部件的转动特性。

发明内容

本发明提供一种利用陀螺测量信息的大惯量转动部件动不平衡特性在轨估计方法，根据卫星挠性模型和转动部件动不平衡模型，再根据在轨陀螺测量信息，进行转动部件动不平衡特性的估计。

本发明通过以下的技术方案实现转动部件动不平衡特性的在轨估计：

(1)根据卫星三轴姿态角速度遥测(陀螺测量数据)，拟合出三轴惯性角速度正弦函数表达式，计算出卫星三轴惯性角加速度，从而计算出卫星刚体力矩其中，I是卫星相对全星质心惯量阵；ω是卫星中心体的角速度列阵；h_w是动量轮角动量；

(2)由太阳阵挠性振动方程，解微分方程从而计算出模态坐标及二阶导数，然后计算出太阳电池阵挠性力矩B_rotb为本体坐标系下太阳阵振动对全星转动的柔性耦合系数阵；

(3)得出卫星受到的干扰力矩M＝M_rigid+M_flexi；

(4)根据卫星干扰力矩拟合出动不平衡幅值和相位。

其中，ω_s为转动部件角速度，ω_st为当前转动部件转动的角度，β为转动部件动不平衡相位，I₂为动不平衡度量。

针对现有技术存在的状况，在卫星在轨飞行阶段，本发明提出了一种利用陀螺测量信息对转动部件在轨真实动不平衡特性进行估计的方法，本发明的估计结果对转动部件的设计改进等具有现实意义。

附图说明

图1是本发明所述利用陀螺测量信息的大惯量转动部件动不平衡特性在轨估计方法的流程图。

具体实施方式

本发明提供一种利用陀螺测量信息的大惯量转动部件动不平衡特性在轨估计方法，根据卫星挠性模型和转动部件动不平衡模型，再根据在轨陀螺测量信息，进行转动部件动不平衡特性的估计。

(1)卫星挠性模型

卫星在轨太阳电池阵展开后，卫星的动力学包括星体的转动和太阳电池阵弹性振动，姿态控制时的星体姿态动力学模型为：