[发明专利]考虑卫星挠性耦合的转动惯量递推最小二乘辨识方法

摘要

本发明公开了一种考虑卫星挠性耦合的转动惯量递推最小二乘辨识方法，用于解决现有卫星转动惯量辨识方法实用性差的技术问题。技术方案是首先确定辨识参数与测量数据之间的最小二乘关系式。进而采用闭环控制激励的PD控制器，控制卫星转过设定的角度。采用递推最小二乘方法进行转动惯量惯性矩阵辨识。本发明通过将刚挠耦合因素加入到惯性矩阵辨识中，利用递推最小二乘法进行辨识，提高了转动惯量辨识的精度。转动惯量辨识为姿态控制提供了基础，增强了航天器姿态控制系统的精度，实用性好。

主权项

1.一种考虑卫星挠性耦合的转动惯量递推最小二乘辨识方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、确定辨识参数与测量数据之间的最小二乘关系式；小角度机动假设下的大尺度挠性航天器动力学方程为其中，I是卫星转动惯量，待辨识参数；是航天器角加速度，P_rot是挠性附件相对于本体坐标系的转动刚柔耦合系数，C_η和K_η为附件的模态阻尼矩阵和刚度矩阵，η是挠性附件在模态坐标下的振动模态，T是卫星受到的合外力矩；将待辨识的转动惯量参数表示成标称值和残差值相加的形式，I＝I_nom+Δ_I                         (2)将上式带入姿态动力学方程得得到带挠性附件的大尺度柔性航天器转动惯量的最小二乘描述形式z＝Hx                              (4)其中其中，体现了大尺度挠性航天器挠性附件振动对转动惯量辨识的影响；步骤二、确定激励方案；采用闭环控制激励的PD控制器，控制卫星转过设定的角度；设计期望的姿态控制力矩大小为：式中，ω和Θ分别为角速度和欧拉角度所需增量向量，J为转动惯量，T为控制力矩，K_ω和K_ω为PD控制器系数；步骤三、递推最小二乘辨识；观测值维数为3，用z₁，z₂，z₂表示z的每次观测值，即观测误差v为3维，用v₁，v₂，v₃表示v的每次观测值，即方差Varv₁＝R₁，Varv₂＝R₂，…Varv_k＝R_k相应的观测矩阵为H₁，H₂，…H_k，得到k个矩阵观测方程为z₁＝H₁x+v₁，z₂＝H₂x+v₂，…，z_k＝H_kx+v_k           (6)把k次观测值合在一起，用分块矩阵法表示观测方程，设将k批数据同时处理后得到x的估值设加权矩阵为其中，如果则递推方程为：完成带有大型挠性帆板卫星的转动惯量辨识。