[发明专利]临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法

说明书

本发明公开了临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法，本发明提供的临近空间航天器姿态运动特性描述模型包括：

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法。

背景技术

在现有技术中针对临近空间航天器的动力学及运动学研究较少，众所周知，临近空间航天器受到极大的气动力作用，针对气动力矩作用下的航天器姿态运动进行研究具有重要意义，而目前现有技术中，基本都是将气动力矩作为干扰，或作为辅助的姿态控制力矩进行研究。鲜有将其与航天器的动力学融合在一起并描述其运动规律，这成为了临近空间航天器姿态控制系统设计的一道屏障。

目前在对航天器的姿态动力学研究当中，并未发现针对气动力矩作用下的航天姿态运动特性的描述，大多数对航天器的姿态动力学研究都停留在航天器本身，如单刚体动力学、多刚体动力学、挠性动力学等。参见文献《卫星轨道姿态动力学与控制》，《卫星姿态动力学与控制》。

发明内容

本发明解决的问题是现有技术在描述航天器姿态运动特性时没有考虑气动力矩，为解决所述问题，本发明提供临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法。

本发明提供的临近空间航天器姿态运动特性描述模型包括：

其中：θ(t)、ψ(t)、分别为俯仰角、偏航角、滚动角

为航天器惯量矩阵，L_p＝[l_x l_y l_z]^T为卫星质心到压心的矢径在本体坐标系下的表示，θ₀为初始时刻俯仰角，ω_y0为初始时刻俯仰角速度；ψ₀为初始时刻偏航角，ω_z0为初始时刻偏航角速度；为初始时刻滚动角，ω_x0为初始时刻滚动角速度，α为来流方向与飞行器内法向的夹角。

本发明还提供临近空间航天器姿态运动特性描述模型的建模方法，包括：

步骤一、气动力矩建模，气动力矩M_ab在卫星本体坐标系下的表达式，为本体系下气动力，A_p为迎流面面积；

步骤二、建立航天器刚体姿态动力学方程：ω为航天器相对惯性系的姿态角速度，为ω的斜对称阵，T_c为外部控制力矩；

步骤三、将T_c的值取M_ab，对航天器刚体姿态动力学方程求解得到所述临近空间航天器姿态运动特性描述模型。

进一步，步骤一包括：

步骤1.1、得到气动力在VVLH轨道坐标系下的表达式F_o，

步骤1.2、姿态转化矩阵与F_o相乘，在小角度假设下求解，得到本体系下气动力F_b的表示：

姿态转换矩阵为3-1-2方式。

本发明的优点包括：

本发明通过解析手段得到了气动力矩作用下的临近空间航天器的姿态运动模型，为临近空间航天器的姿态控制系统设计提供依据。

本发明得到的临近空间航天器姿态运动模型表明：