本發(fā)明涉及航天器的動力學(xué)參數(shù)辨識技術(shù)，尤其是帶大型柔性附件航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量的聯(lián)合辨識方法。
背景技術(shù)：
：由空間環(huán)境和任務(wù)的變化帶來不確定因素，以及模型的建立誤差致使航天器的質(zhì)量特性參數(shù)不能通過地面實(shí)驗(yàn)手段計(jì)算得到，只能通過在軌辨識技術(shù)獲取。柔性航天器由于安裝了大型柔性附件，而航天器在進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整的過程中易激發(fā)柔性附件的撓性振動，并對航天器的中心剛體產(chǎn)生耦合撓性干擾力矩，直接影響撓性航天器質(zhì)量特性參數(shù)辨識精度，不利于撓性航天器的高精度姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)。對于柔性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)辨識，隨著柔性附件與衛(wèi)星平臺耦合作用越強(qiáng)，產(chǎn)生的撓性振動干擾力矩對衛(wèi)星姿態(tài)的影響作用越強(qiáng)，在質(zhì)量特性參數(shù)辨識觀測方程的測量中若僅考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制作用，則無法實(shí)現(xiàn)對質(zhì)量特性參數(shù)辨識的有效性和準(zhǔn)確性。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的在于提供一種撓性航天器的質(zhì)心衛(wèi)星和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)的聯(lián)合辨識方法，實(shí)現(xiàn)對撓性航天器動力學(xué)模型參數(shù)修正。本發(fā)明的技術(shù)方案是提供一種撓性航天器質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)聯(lián)合辨識方法：定義X=JcΔR]]>Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TJx、Jy、Jz為航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣J中的主慣量；Jxy、Jxz、Jyz為轉(zhuǎn)動慣量矩陣J中的慣量積；ΔR為推力器在本體坐標(biāo)系中的位置誤差矢量；Zi為第i次測量的測量方程Zi＝HiX+Vii＝1,2,…,k(10)其中，在將航天器動力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為辨識觀測方程后可以求得，Vi為零均值的高斯白噪聲；則前k+1次測量為Z‾k+1=H‾k+1X+V‾k+1---(11)]]>其中，Z‾k+1=Z‾kZk+1,H‾k+1=H‾kHk+1,V‾k+1=V‾kVk+1]]>Zk+1為第k+1次測量的測量方程Zk+1＝Hk+1X+Vk+1(12)由前k次測量確定的加權(quán)最小二乘估計(jì)為其中，W1，W2，…，Wk為加權(quán)矩陣；令Pk=(H‾kTW‾kH‾k)-1]]>基于遞推最小二乘估計(jì)算法進(jìn)行質(zhì)量特性參數(shù)辨識：Pk+1=Pk-PkHk+1T(Wk+1-1+Hk+1PkHk+1T)-1Hk+1Pk]]>定義柔性航天器的本體坐標(biāo)系為O-XbYbZb，質(zhì)心在本體坐標(biāo)系中的位置矢量為Ro，推力器在本體坐標(biāo)系中的位置矢量為Rc；衛(wèi)星本體相對于慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)速為ω，各軸分別為ωx、ωy、ωz，柔性附件的模態(tài)坐標(biāo)向量為η，模態(tài)阻尼比矩陣為ξ，模態(tài)剛度矩陣為Λ，耦合矩陣為B；在對撓性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)進(jìn)行聯(lián)合辨識之前，將航天器動力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為辨識觀測方程：撓性航天器的動力學(xué)方程為Jω·+ω×(Jω+Bη·)+Bη··=(Rc-ΔR)×Fη··+2ξΛη·+Λ2η+BTω·=0---(15)]]>其中，F(xiàn)為推力器推力矢量；航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣J為J=Jx-Jxy-Jxz-JxyJy-Jyz-Jxz-JyzJz]]>轉(zhuǎn)化得到航天器的辨識觀測方程為D1+D2-F~JcΔR=Rc×F-Bη··-ω×Bη·---(16)]]>其中，為F的斜對稱矩陣；D1=ω·x000ω·zω·y0ω·y0ω·z0ω·x00ω·zω·yω·x0]]>D2=0-ωyωzωyωzωy2-ωz2ωxωy-ωxωzωxωz0-ωxωz-ωxωyωz2-ωx2ωyωz-ωxωyωxωy0ωxωz-ωyωzωx2-ωy2]]>為了解決航天器姿態(tài)機(jī)動過程中，柔性附件產(chǎn)生撓性振動耦合干擾力矩，直接影響航天器的姿態(tài)控制性能的問題，本發(fā)明提出的方法將柔性附件的撓性振動干擾力矩引入辨識方程，增加辨識觀測方程中觀測量信息，進(jìn)而提高柔性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)辨識精度。與現(xiàn)有技術(shù)相比，解決了柔性航天器質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)高精度聯(lián)合辨識問題，可廣泛應(yīng)用于帶大柔性附件衛(wèi)星的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)的辨識。附圖說明圖1為撓性航天器結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明所述方法的流程圖。具體實(shí)施方式本發(fā)明對撓性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)進(jìn)行辨識，實(shí)現(xiàn)對撓性航天器的動力學(xué)模型參數(shù)修正，主要包括建立觀測方程，進(jìn)行參數(shù)辨識，將柔性附件的撓性振動干擾力矩引入觀測方程，保證觀測量信息全面，實(shí)現(xiàn)撓性航天器質(zhì)量特性參數(shù)的高精度辨識。圖1為撓性航天器結(jié)構(gòu)示意圖。本發(fā)明的撓性航天器質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)辨識方法，定義柔性航天器的本體坐標(biāo)系為O-XbYbZb，質(zhì)心在本體坐標(biāo)系中的位置矢量為Ro，推力器在本體坐標(biāo)系中的位置矢量為Rc，航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣為J，其中主慣量為Jx、Jy、Jz，慣量積為Jxy、Jxz、Jyz，衛(wèi)星本體相對于慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)速為ω，各軸分別為ωx、ωy、ωz，N個推力器的推力矢量為fi(i＝1,2,…,N)，柔性附件的模態(tài)坐標(biāo)向量為η，模態(tài)阻尼比矩陣為ξ，模態(tài)剛度矩陣為Λ，耦合矩陣為B。如圖2所示，所述撓性航天器質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)聯(lián)合辨識方法，包括如下步驟：1)將航天器動力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為辨識觀測方程航天器的動力學(xué)方程為Jω·+ω×(Jω+Bη·)+Bη··=(Rc-ΔR)×Fη··+2ξΛη·+Λ2η+BTω·=0---(17)]]>其中，和分別是η的一階導(dǎo)數(shù)和二階導(dǎo)數(shù)，為ω的一階導(dǎo)數(shù)，ΔR為推力器在本體坐標(biāo)系中的位置誤差矢量，F(xiàn)為推力器推力矢量。J=Jx-Jxy-Jxz-JxyJy-Jyz-Jxz-JyzJz]]>航天器的辨識方程為D1+D2-F~JcΔR=Rc×F-Bη··-ω×Bη·---(18)]]>其中，為F的斜對稱矩陣。Jc＝[Jx,Jy,Jz,Jyz,Jxz,Jxy]TD1=ω·x000ω·zω·y0ω·y0ω·z0ω·x00ω·zω·yω·x0]]>D2=0-ωyωzωyωzωy2-ωz2ωxωy-ωxωzωxωz0-ωxωz-ωxωyωz2-ωx2ωyωz-ωxωyωxωy0ωxωz-ωyωzωx2-ωy2]]>2)對撓性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)進(jìn)行辨識：定義X=JcΔR]]>根據(jù)公式(18)，令Zi為第i次測量，測量方程為Zi＝HiX+Vii＝1,2,…,k(19)其中，Vi為零均值的高斯白噪聲。則前k+1次測量為Z‾k+1=H‾k+1X+V‾k+1---(20)]]>其中，Z‾k+1=Z‾kZk+1,H‾k+1=H‾kHk+1,V‾k+1=V‾kVk+1]]>Zk+1為第k+1次測量，測量方程為Zk+1＝Hk+1X+Vk+1(21)由前k次測量確定的加權(quán)最小二乘估計(jì)為其中，W1，W2，…，Wk為加權(quán)矩陣。令Pk=(H‾kTW‾kH‾k)-1---(23)]]>則由前k+1次測量確定的加權(quán)最小二乘估計(jì)為其中，Pk+1=(H‾k+1TW‾k+1H‾k+1)-1=(H‾kTH‾k+1TW‾kWk+1HkH‾k+1)-1=(H‾kTW‾kH‾k+Hk+1TWk+1Hk+1)-1=(Pk-1+Hk+1TWk+1Hk+1)-1---(26)]]>則基于遞推最小二乘估計(jì)算法進(jìn)行質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)辨識算法為Pk+1=Pk-PkHk+1T(Wk+1-1+Hk+1PkHk+1T)-1Hk+1Pk---(27)]]>本發(fā)明采用的方法與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是：解決了撓性航天器的質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量的參數(shù)辨識問題，實(shí)現(xiàn)了對撓性航天器的動力學(xué)模型參數(shù)修正。當(dāng)前第1頁1 2 3