[发明专利]挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法

摘要

本发明涉及一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其中将航天器动力学方程转化为辨识观测方程，对航天器质量特性参数进行辨识。本发明提出的方法将柔性附件的挠性振动干扰力矩引入辨识方程，增加辨识观测方程中观测量信息，进而提高柔性航天器的质心位置和转动惯量参数辨识精度。与现有技术相比，解决了柔性航天器质心位置和转动惯量参数高精度联合辨识问题，可广泛应用于带大柔性附件卫星的质心位置和转动惯量参数的辨识。

主权项

1.一种挠性航天器质心位置和转动惯量参数联合辨识方法，其特征在于，对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识；定义Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TJx、Jy、Jz为航天器的转动惯量矩阵J中的主惯量；Jxy、Jxz、Jyz为转动惯量矩阵J中的惯量积；ΔR为推力器在本体坐标系中的位置误差矢量；Zi为第i次测量的测量方程Zi＝HiX+Vi i＝1,2,…,k                 (1)其中，Hi是通过将航天器动力学方程转化为辨识观测方程后求取的参数，Vi为零均值的高斯白噪声；则前k+1次测量为其中，Zk+1为第k+1次测量的测量方程Zk+1＝Hk+1X+Vk+1                 (3)由前k次测量确定的加权最小二乘估计为其中，W1，W2，…，Wk为加权矩阵；令基于递推最小二乘估计算法进行质量特性参数辨识：定义柔性航天器的本体坐标系为O‑XbYbZb，质心在本体坐标系中的位置矢量为Ro，推力器在本体坐标系中的位置矢量为Rc；卫星本体相对于惯性坐标系的转速为ω，各轴分别为ωx、ωy、ωz，柔性附件的模态坐标向量为η，模态阻尼比矩阵为ξ，模态刚度矩阵为Λ，耦合矩阵为B；在对挠性航天器的质心位置和转动惯量参数进行联合辨识之前，将航天器动力学方程转化为辨识观测方程：挠性航天器的动力学方程为其中，F为推力器推力矢量；航天器的转动惯量矩阵J为转化得到航天器的辨识观测方程为其中，为F的斜对称矩阵；则，第i次测量的测量方程中的参数