一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)涉及一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法。利用陀螺轉(zhuǎn)子徑向所受合外力矩得到包含航天器姿態(tài)角速率及角加速度信息的解析關(guān)系式，在不忽略由航天器角運(yùn)動引起的慣性耦合項和交叉耦合項的情況下，通過雙正交構(gòu)型中多個陀螺的信息融合運(yùn)算，消掉慣性耦合項和交叉耦合項，從而聯(lián)合得到航天器角速率及角加速度的解析表達(dá)式。由于保留了慣性耦合項和交叉耦合項，其測量精度僅取決于陀螺誤差和構(gòu)型安裝誤差，并不會隨著航天器動態(tài)范圍的增大而降低。該發(fā)明專利技術(shù)有效克服了傳統(tǒng)姿態(tài)角速率和角加速度測量方法中測量精度與動態(tài)范圍之間的突出矛盾。本發(fā)明專利技術(shù)屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，可應(yīng)用于航天器姿態(tài)角速率及角加速度的高精度高帶寬測量。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法
本專利技術(shù)涉及一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法，適用于采用轉(zhuǎn)子式陀螺構(gòu)型作為航天器姿態(tài)角運(yùn)動信息測量的場合。技術(shù)背景轉(zhuǎn)子陀螺主要包括撓性陀螺、磁浮陀螺、液浮陀螺、靜電陀螺、三浮陀螺、二浮陀螺等，因其具有較高的測量精度，是當(dāng)前高精度慣導(dǎo)系統(tǒng)的首選。轉(zhuǎn)子式陀螺通常具有一個或兩個自由度的角速率敏感能力，利用三個陀螺彼此正交安裝實現(xiàn)航天器三軸姿態(tài)角速率測量是慣導(dǎo)系統(tǒng)的一種通用安裝方式。在這種安裝方式和求解方法中，為了實現(xiàn)單個陀螺的姿態(tài)角速率測量能力，通常忽略航天器角運(yùn)動所導(dǎo)致的慣性耦合項和交叉耦合項。在低動態(tài)條件下，所忽略的慣性耦合項和交叉耦合項相比于陀螺耦合項而言是小項，這種忽略對系統(tǒng)測量精度的影響較低。但是在高動態(tài)條件下，慣性耦合項和交叉耦合所占的比例較大，這種忽略必然導(dǎo)致航天器姿態(tài)角速率的測量精度降低，且動態(tài)越高，測量精度越低。姿態(tài)角加速度的求解方法通常對姿態(tài)角速率進(jìn)行微分得到，這不僅會引入微分噪聲，而且姿態(tài)角加速度的求解也不可避免地存在精度和帶寬之間的矛盾。通過數(shù)字濾波等信號處理方法提高陀螺精度，是一種相對成熟的方法。如何利用多陀螺信息進(jìn)行高精度測量，是當(dāng)前的一個研究熱點(diǎn)和難點(diǎn)，現(xiàn)有的研究主要集中在多陀螺信息的數(shù)據(jù)融合上。該方法雖然可以在一定程度上提高姿態(tài)角速率的測量或估計精度，但是不可避免地存在檢測精度和檢測動態(tài)范圍之間的突出矛盾。
技術(shù)實現(xiàn)思路
本專利技術(shù)的技術(shù)解決問題是：針對高動態(tài)航天器的角速率和角加速度測量精度問題，在不忽略由航天器角運(yùn)動引起的慣性耦合項和交叉耦合項的條件下，提出一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的高精度高動態(tài)姿態(tài)角運(yùn)動測量方法。本專利技術(shù)方法的測量精度僅取決于陀螺誤差和構(gòu)型安裝誤差，并不隨著航天器動態(tài)范圍的增大而降低。該專利技術(shù)有效克服了現(xiàn)有方法中姿態(tài)角速率測量精度與測量動態(tài)范圍之間的矛盾，大幅提高了航天器角速率和角加速度在不同頻帶范圍內(nèi)的測量精度，為航天器的超穩(wěn)超靜和超敏姿態(tài)和振動控制奠定了基礎(chǔ)。本專利技術(shù)的技術(shù)解決方案：在不忽略轉(zhuǎn)子徑向輸出力矩中由航天器角運(yùn)動引起的慣性耦合項和交叉耦合項的前提下，利用雙正交構(gòu)型的4個陀螺可以高精度高帶寬地測量航天器的姿態(tài)角速度及角加速度，具體包括以下步驟：(1)建立在軌陀螺轉(zhuǎn)子的動力學(xué)模型在軌第n個陀螺轉(zhuǎn)子的力矩可表示為：其中，n＝1,2,3,4；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角速率；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角加速度；Ir，Iz分別代表陀螺轉(zhuǎn)子徑向和軸向的轉(zhuǎn)動慣量；Ω代表陀螺轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角加速度；iαn，iβn代表第n個陀螺力矩器線圈驅(qū)動轉(zhuǎn)子繞OXf，OYf軸偏轉(zhuǎn)的電流；kx和ky分別表示陀螺力矩器在OXf，OYf軸上的力矩系數(shù)。(2)定義陀螺敏感力矩變量和其中，可通過對測量得到的陀螺轉(zhuǎn)子位移進(jìn)行一次或兩次不完全微分得到。(3)求解航天器三軸姿態(tài)角速率其中，(4)求解航天器三軸姿態(tài)角速率從(1)式可得，陀螺力矩表達(dá)式主要包括含的慣性耦合項，含的交叉耦合項，以及含和的陀螺耦合項。在傳統(tǒng)方法中，為了求解姿態(tài)角速率，直接忽略掉了慣性耦合項和交叉耦合項，只保留了陀螺耦合項，因此必然導(dǎo)致姿態(tài)角速率測量精度隨著航天器動態(tài)頻率的增加而降低。相比之下，從公式(2)、(3)、(4)的求解過程可得，本專利技術(shù)方法在不忽略由航天器角運(yùn)動引起的慣性耦合項和交叉耦合項的情況下，通過雙正交構(gòu)型中多個陀螺的信息融合運(yùn)算，消掉慣性耦合項和交叉耦合項，從而聯(lián)合得到航天器角速率及角加速度的解析表達(dá)式。因此，該專利技術(shù)的測量精度僅取決于陀螺誤差和構(gòu)型安裝誤差，而與航天器姿態(tài)機(jī)動的動態(tài)范圍無關(guān)，能大幅提高航天器在高動態(tài)條件下的姿態(tài)角速度測量精度。本專利技術(shù)所述的轉(zhuǎn)子式陀螺包括撓性陀螺、磁浮陀螺、液浮陀螺、靜電陀螺、三浮陀螺、二浮陀螺等能夠獲得陀螺轉(zhuǎn)子位移和力矩器電流信息的轉(zhuǎn)子式陀螺儀。本專利技術(shù)的雙正交構(gòu)型由4個轉(zhuǎn)子式陀螺構(gòu)成，分為兩組，每一組內(nèi)的兩個陀螺的旋轉(zhuǎn)軸標(biāo)稱指向所在直線在空間上相互垂直，可共面也可異面；兩組間的兩個陀螺旋轉(zhuǎn)軸標(biāo)稱指向所在直線相互平行或共線，兩組間的另兩個陀螺的標(biāo)稱指向所在直線也相互平行或共線。本專利技術(shù)的專利技術(shù)原理是：利用轉(zhuǎn)子陀螺徑向所受合外力矩關(guān)系式得到航天器姿態(tài)角速率、角加速度和轉(zhuǎn)子位移、力矩器電流等參數(shù)的解析關(guān)系；利用陀螺構(gòu)型的信息融合，在不忽略由航天器角加速度引起的慣性耦合項和航天器姿態(tài)角速率乘積引起的交叉耦合項的情況下，通過多個陀螺轉(zhuǎn)子位移和電流信息量之間的加減運(yùn)算，巧妙消掉慣性耦合項和交叉耦合項，得到航天器姿態(tài)角速率和角加速度的解析表達(dá)式，從而實現(xiàn)航天器姿態(tài)角運(yùn)動信息的高精度高動態(tài)測量。由于本專利技術(shù)方法有效保留了交叉耦合項和慣性耦合項所導(dǎo)致的系統(tǒng)誤差，其測量精度僅取決于陀螺儀自身誤差和構(gòu)型安裝誤差，角速度測量精度并不會隨著航天器動態(tài)范圍的增大而降低，始終保持在較高水平。本專利技術(shù)的方案與現(xiàn)有方案比，主要優(yōu)點(diǎn)在于：姿態(tài)角速率和角加速度的測量精度并不會隨著航天器動態(tài)范圍的增大而降低，有效克服了傳統(tǒng)方法中測量精度與動態(tài)范圍之間的矛盾；可以得到解析的角加速度表達(dá)式，避免了傳統(tǒng)方法因微分運(yùn)算所引入的系統(tǒng)噪聲。附圖說明圖1具體實施方案圖；圖2“十”字構(gòu)型安裝圖；圖3三正交構(gòu)型安裝圖；圖4無陀螺誤差和安裝誤差時0.1Hz擾動下不同方法的姿態(tài)角速率對比測量結(jié)果仿真圖；圖5無陀螺誤差和安裝誤差時1Hz擾動下不同方法的姿態(tài)角速率對比測量結(jié)果仿真圖；圖6有陀螺誤差和安裝誤差時0.1Hz擾動下不同方法的姿態(tài)角速率對比測量結(jié)果仿真圖；圖7有陀螺誤差和安裝誤差時1Hz擾動下不同方法的姿態(tài)角速率對比測量結(jié)果仿真圖。具體實施方案本專利技術(shù)的具體實施方案如圖1所示，具體實施步驟如下：(1)建立在軌單個陀螺轉(zhuǎn)子的動力學(xué)模型如圖2所示，G1、G2、G3、G44個轉(zhuǎn)子式陀螺，分成兩組，G1和G2一組，G3和G4一組，每一組內(nèi)的兩個陀螺的旋轉(zhuǎn)軸標(biāo)稱指向所在直線在空間上相互垂直且共面；兩組間的G1和G3兩個陀螺旋轉(zhuǎn)軸標(biāo)稱指向所在直線共線，兩組間的G2和G4兩個陀螺的標(biāo)稱指向所在直線也共線，構(gòu)成“十”字構(gòu)型，顯然這是雙正交構(gòu)型的一種特殊形式；XbYbZb是衛(wèi)星本體坐標(biāo)系，G1和G3的角動量標(biāo)稱指向與ObZb-和-ObZb-軸重合,G2和G4的角動量標(biāo)稱指向與ObXb-和-ObXb軸重合。在軌第n個陀螺轉(zhuǎn)子的徑向輸出力矩可表示為：其中，n＝1,2,3,4；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角速率；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角加速度；Ir，Iz分別代表陀螺轉(zhuǎn)子徑向和軸向的轉(zhuǎn)動慣量；Ω代表陀螺轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角加速度；iαn，iβn代表第n個陀螺力矩器線圈驅(qū)動轉(zhuǎn)子繞OXf，OYf軸偏轉(zhuǎn)的電流；kx和ky分別表示陀螺力矩器在OXf，OYf軸上的力矩系數(shù)。(2)定義陀螺敏感力矩變量和根據(jù)(5)式，可定義陀螺敏感力矩變量和如下：其中，可通過對測本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
1.一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法，其特征在于：在不忽略陀螺轉(zhuǎn)子的慣性耦合項和交叉耦合項的前提下，通過雙正交構(gòu)型中4個陀螺的信息融合運(yùn)算，可以高精度地測量航天器的姿態(tài)角速率，具體包括以下步驟：(1)建立在軌陀螺轉(zhuǎn)子的動力學(xué)模型在軌第n個陀螺轉(zhuǎn)子的徑向力矩

【技術(shù)特征摘要】
1.一種基于轉(zhuǎn)子式陀螺雙正交構(gòu)型的航天器高精度角運(yùn)動測量方法，其特征在于：在不忽略陀螺轉(zhuǎn)子的慣性耦合項和交叉耦合項的前提下，通過雙正交構(gòu)型中4個陀螺的信息融合運(yùn)算，可以高精度地測量航天器的姿態(tài)角速率，具體包括以下步驟：(1)建立在軌陀螺轉(zhuǎn)子的動力學(xué)模型在軌第n個陀螺轉(zhuǎn)子的徑向力矩可表示為其中，n＝1,2,3,4；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角速率；分別代表陀螺參考坐標(biāo)系相對慣性空間的角加速度；Ir，Iz分別代表陀螺轉(zhuǎn)子徑向和軸向的轉(zhuǎn)動慣量；Ω代表陀螺轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角速度；代表第n個陀螺轉(zhuǎn)子繞定子坐標(biāo)系OXfYfZf中OXf，OYf軸的偏轉(zhuǎn)角加速度；iαn，iβn代表第n個陀螺力矩器線圈驅(qū)動轉(zhuǎn)子繞OXf，OYf軸偏轉(zhuǎn)的電流；kx和ky分別表示陀螺力矩器在OXf，OYf軸上的力矩系數(shù)；(2)定義陀螺敏感力矩變量和其中，可通過對測量得到的陀螺轉(zhuǎn)子位移進(jìn)行一次或兩...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：陳曉岑，任元，樊亞洪，王麗芬，蔡遠(yuǎn)文，王衛(wèi)杰，陳琳琳，吳昊，滿萬鑫，
申請(專利權(quán))人：任元，陳曉岑，
類型：發(fā)明
國別省市：北京,11