[发明专利]适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统

权利要求书

1.一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，包括：

步骤S1：采用静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在轨飞行时动力学环境，反映挠性附件振动产生的干扰力矩对航天器三轴姿态的动力学影响；

步骤S2：增减台体配重块粗调台体平衡，调整台上导轨上的滑块精调台体质心到原点；

步骤S3：采用台上飞轮的角动量和激光陀螺测得的角速度信息对台体进行惯量辨识，得到气浮台三轴转动惯量，确定试验所需缩比系数；

步骤S4：采用台上冷气推力器为气浮台提供控制力矩，通过干扰模拟器来模拟喷气过程中产生的挠性干扰力矩；

步骤S5：根据不同的测量范围，采用光电自准仪、激光跟踪仪和激光陀螺积分，测量台体姿态角度，分析挠性附件产生的干扰力矩对航天器的姿态影响。

2.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述静压气体润滑三轴气浮台试验过程中台体的质心不变；采用挠性力矩生成装置模拟挠性附件的振动频率以及挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩。

3.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，挠性航天器的动力学方程如下：

其中，I_i是卫星的转动惯量矩阵；ω是航天器姿态角速度，表示航天器姿态角速度ω的一阶导数；H是航天器执行机构角动量，表示航天器执行机构角动量H的一阶导数；B_r是转动耦合系数；η是模态坐标，表示模态坐标η的二阶导数；T_s是空间环境外干扰力矩。

4.根据权利要求1所述的适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法，其特征在于，对于静压气体润滑三轴气浮台，其动力学方程如下：

其中，I_p是气浮台台体转动惯量矩阵；

T_g＝T_e+T_f是台体受到的干扰力矩，包括挠性干扰力矩和台体所受其他干扰力矩T_f；

对上式乘系数k_i，有：

当取适当的k_i，使k_iI_p接近于I_i，则认为气浮台与缩比航天器惯量等价，此时，航天器执行机构角动量H和力矩挠性干扰力矩T_e都需要等幅缩比。

5.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述步骤S4中模拟挠性干扰力矩的方法具体包括：

步骤S4.1：气浮台上激光陀螺实时测量采集台体三轴角速度信息，传输给力矩计算模块，并作微分处理得到角加速度，作为解算挠性干扰力矩的输入；

步骤S4.2：设置挠性附件的模型参数，实时计算挠性干扰力矩大小；

步骤S4.3：根据力矩分配算法，得到转速指令传输给各个大力矩飞轮。

6.根据权利要求5所述的模拟挠性干扰力矩的方法，其特征在于，所述步骤S4.2中挠性附件的模型参数包括转动耦合系数、模态频率和挠性附件结构阻尼，挠性航天器姿态动力学方程如下：

其中，ω为航天器姿态角速度，ω^×为叉乘矩阵，有：

其中，J为整星转动惯量，H为整星角动量，表示挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩T_e，即模拟的干扰力矩，T为其他外部力矩。

7.根据权利要求5所述的模拟挠性干扰力矩的方法，其特征在于，所述根据挠性附件解算得到三轴干扰力矩，分配到各个力矩飞轮的内转子转速，计算公式为：

式中，W＝[W₁ W₂ W₃ W₄]为各飞轮转速，U为飞轮在台体上的安装矩阵，T_e为挠性干扰力矩，I_w为飞轮内转子绕转轴的惯量，积分变量t为时间。