一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)及其方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)，采用單軸氣浮臺模擬衛(wèi)星某一軸的姿態(tài)運(yùn)動，包含：姿軌控單元；與姿軌控單元連接的慣性基準(zhǔn)單元；與姿軌控單元連接的數(shù)學(xué)模型解算單元；與姿軌控單元及慣性基準(zhǔn)單元連接的控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)；與姿軌控單元連接的測角裝置；與姿軌控單元連接的力矩輸出裝置。本發(fā)明通過對單軸氣浮臺進(jìn)行功能擴(kuò)展，采取物理特性和數(shù)學(xué)模型相結(jié)合的方式，通過數(shù)學(xué)模型的解算，將星體單軸姿態(tài)運(yùn)動過程中受到的三軸耦合力矩、撓性附件干擾力矩以及空間環(huán)境干擾力矩通過力矩輸出裝置來實(shí)現(xiàn)，能夠提高采用單軸氣浮臺驗(yàn)證撓性衛(wèi)星單軸姿態(tài)運(yùn)動的有效性，更真實(shí)的反映衛(wèi)星在軌的單軸姿態(tài)運(yùn)動。
【專利說明】
一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)及其方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種撓性衛(wèi)星單軸姿態(tài)運(yùn)動半物理仿真驗(yàn)證技術(shù)，具體涉及采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)及其方法。

【背景技術(shù)】
[0002]隨著空間技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代衛(wèi)星的飛行任務(wù)越來越復(fù)雜，一般要求具有繞任意一軸姿態(tài)快速機(jī)動與快速穩(wěn)定控制能力，且衛(wèi)星帶有大型天線和大面積撓性帆板。姿態(tài)運(yùn)動過程中衛(wèi)星的滾動、俯仰和偏航三通道之間存在耦合，使得繞衛(wèi)星平臺任意軸姿態(tài)運(yùn)動問題本質(zhì)是一個(gè)非線性的控制問題。
[0003]衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是在數(shù)學(xué)仿真的基礎(chǔ)上進(jìn)行控制器參數(shù)設(shè)計(jì)與優(yōu)化，只能保證在數(shù)學(xué)仿真的條件下能夠滿足控制系統(tǒng)性能指標(biāo)的要求，因此為了驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)的有效性和可行性，特別是驗(yàn)證星體單軸姿態(tài)機(jī)動的快速性和單軸姿態(tài)控制的高精度、高穩(wěn)定度指標(biāo)，一般采用單軸氣浮臺來模擬星體的單個(gè)方向的姿態(tài)運(yùn)動進(jìn)行方案設(shè)計(jì)驗(yàn)證。
[0004]現(xiàn)有的單軸氣浮臺運(yùn)動模擬設(shè)備，均只用來模擬剛性結(jié)構(gòu)星體單軸運(yùn)動情況，其運(yùn)動是線性運(yùn)動，沒有考慮以物理方式模擬衛(wèi)星撓性干擾和星體三軸耦合干擾等擴(kuò)展功能。新一代衛(wèi)星提出了更高的姿態(tài)機(jī)動與控制精度要求，衛(wèi)星各軸運(yùn)動受到的干擾包括撓性附件振動干擾力矩、三軸動力學(xué)耦合力矩、運(yùn)動學(xué)耦合，空間環(huán)境干擾力矩等形式。這就要求姿軌控分系統(tǒng)在任務(wù)研制過程中，必須充分且準(zhǔn)確的考慮這些干擾力矩對星體單軸運(yùn)動可能產(chǎn)生的影響。
[0005]傳統(tǒng)的單軸氣浮臺試驗(yàn)系統(tǒng)只能模擬衛(wèi)星一維的姿態(tài)運(yùn)動，無法真實(shí)的反映星體三維運(yùn)動特性；且整個(gè)單軸氣浮臺是一個(gè)剛性體，缺少模擬載荷運(yùn)動和撓性附件振動的模擬器，無法模擬載荷運(yùn)動和撓性附件振動時(shí)產(chǎn)生的干擾力矩，不能反映撓性衛(wèi)星的撓性附件振動特性以及三軸耦合運(yùn)動等干擾對衛(wèi)星主體穩(wěn)定度的影響，即采用單軸氣浮臺難以真實(shí)有效地反映撓性衛(wèi)星的在軌單軸姿態(tài)運(yùn)動。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的在于提供一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)及其方法，通過在單軸氣浮臺的功能擴(kuò)展，采取物理特性和數(shù)學(xué)模型相結(jié)合的方式，通過數(shù)學(xué)模型的解算，將星體單軸姿態(tài)運(yùn)動過程中受到的三軸耦合力矩以及撓性附件干擾力矩通過力矩輸出裝置(也可以采用其他同等功能的力矩輸出裝置)來實(shí)現(xiàn)，能夠提高采用單軸氣浮臺驗(yàn)證撓性衛(wèi)星單軸姿態(tài)運(yùn)動的有效性，更真實(shí)的反映衛(wèi)星在軌的單軸姿
。
[0007]為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):一種模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)，采用單軸氣浮臺模擬衛(wèi)星X軸的姿態(tài)運(yùn)動，其特點(diǎn)是，包含:
[0008]姿軌控單元，用于獲取撓性衛(wèi)星的三軸姿態(tài)運(yùn)動，并計(jì)算三軸耦合運(yùn)動的力矩及干擾力矩；
[0009]與姿軌控單元連接的慣性基準(zhǔn)單元，用于獲取單軸氣浮臺連續(xù)的慣性角速度信息；
[0010]與姿軌控單元連接的數(shù)學(xué)模型解算單元，用于構(gòu)造撓性衛(wèi)星的Y向和Z向的姿態(tài)運(yùn)動，建立撓性衛(wèi)星的姿態(tài)動力學(xué)模型、運(yùn)動學(xué)模型、撓性附件的振動動力學(xué)模型；
[0011]與姿軌控單元及慣性基準(zhǔn)單元連接的控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，用于產(chǎn)生角動量變化，與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換，控制單軸氣浮臺完成姿態(tài)控制；
[0012]與姿軌控單元連接的測角裝置，用于獲取單軸氣浮臺的角度信息；
[0013]與姿軌控單元連接的力矩輸出裝置，用來模擬耦合干擾力矩、撓性附件干擾力矩以及空間環(huán)境干擾力矩等。
[0014]一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試方法，其特點(diǎn)是，包含以下步驟:
[0015]步驟1、單軸氣浮臺轉(zhuǎn)動軸模擬撓性衛(wèi)星的X軸剛性主體運(yùn)動，姿軌控單元接收撓性衛(wèi)星的X向姿態(tài)信息；
[0016]步驟2、在數(shù)學(xué)模型解算單元中構(gòu)造撓性衛(wèi)星，模擬撓性衛(wèi)星的Y向及Z向姿態(tài)運(yùn)動，建立并解算撓性附件的振動動力學(xué)模型、空間環(huán)境干擾力矩模型；
[0017]步驟3、姿軌控單元接收并計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)信息、撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)信息、撓性附件的耦合力矩、空間環(huán)境干擾力矩；
[0018]步驟4、姿軌控單元輸出信號控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)、力矩輸出裝置與單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)運(yùn)動；
[0019]步驟5、重復(fù)步驟I至步驟4，完成撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試。
[0020]所述的步驟I中撓性衛(wèi)星的X向姿態(tài)信息具體為:單軸氣浮臺的角度信息、單軸氣浮臺的角速度信息。
[0021]所述的步驟I具體包含以下步驟:
[0022]步驟1.1、單軸氣浮臺轉(zhuǎn)動軸模擬撓性衛(wèi)星的X軸剛性主體運(yùn)動；
[0023]步驟1.2、測角裝置獲取單軸氣浮臺的角度信息，并輸出至姿軌控單元；
[0024]步驟1.3、慣性基準(zhǔn)單元獲取單軸氣浮臺的角速度信息，并輸出至姿軌控單元；
[0025]步驟1.4、姿軌控單元控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出角動量與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換。
[0026]所述的步驟2中模擬撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)運(yùn)動具體為:在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)動動力學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Y向運(yùn)動學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Y向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型；
[0027]所述的模擬撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)運(yùn)動具體為:在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)動動力學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Z向運(yùn)動學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Z向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型。
[0028]所述的步驟2具體包含以下步驟:
[0029]步驟2.1、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立撓性衛(wèi)星的Y向動力學(xué)模型，根據(jù)慣性基準(zhǔn)單元測得的單軸氣浮臺角速度信息，解算得到撓性衛(wèi)星的Y向角速度信息；
[0030]步驟2.2、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向動力學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Z向角速度信息；
[0031]步驟2.3、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性衛(wèi)星的Y向運(yùn)動學(xué)模型，根據(jù)單軸氣浮臺的角度信息、慣性基準(zhǔn)測得單軸氣浮臺角速度信息和γ、ζ向動力學(xué)解算得到的Y、Z向角速度信息解算得Y向角度信息；
[0032]步驟2.4、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向運(yùn)動學(xué)模型，根據(jù)單軸氣浮臺的角度信息、慣性基準(zhǔn)測得單軸氣浮臺角速度信息和γ、ζ向動力學(xué)解算得到的Y、Z向角速度信息解算得Z向角度信息；
[0033]步驟2.5、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性衛(wèi)星的Y向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Y向角動量信息；
[0034]步驟2.6、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Z向角動量信息；
[0035]步驟2.7、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算撓性附件的振動動力學(xué)模型，得到撓性附件的模態(tài)坐標(biāo)位移；
[0036]步驟2.8、在數(shù)學(xué)模型解算單元中建立并解算空間環(huán)境干擾力矩模型，得到空間環(huán)境干擾力矩。
[0037]所述的步驟4具體包含以下步驟:
[0038]步驟4.1、姿軌控單元根據(jù)撓性衛(wèi)星的Y向角度信息和角速度信息，解算出撓性衛(wèi)星的Y向力矩信息；
[0039]步驟4.2、姿軌控單元根據(jù)撓性衛(wèi)星的Z向角度信息和角速度信息，解算出撓性衛(wèi)星的Z向力矩信息；
[0040]步驟4.3、姿軌控單元根據(jù)撓性衛(wèi)星的Y向和Z向角速度信息計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向與Z向動力學(xué)耦合到X向的干擾力矩；
[0041]步驟4.4、姿軌控單元根據(jù)衛(wèi)星的Y向和Z向角度和角速度信息計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向與Z向運(yùn)動學(xué)耦合到X向的干擾力矩；
[0042]步驟4.5、姿軌控單元將撓性附件耦合力矩、空間環(huán)境干擾力矩、撓性衛(wèi)星的Y向與Z向動力學(xué)耦合到X向的干擾力矩、撓性衛(wèi)星的Y向與Z向運(yùn)動學(xué)耦合到X向的干擾力矩發(fā)送至力矩輸出裝置；
[0043]步驟4.6、姿軌控單元將Y向與Z向的角動量信息發(fā)送至控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)；
[0044]步驟4.7、力矩輸出裝置產(chǎn)生反作用力矩作用到單軸氣浮臺上，姿軌控單元控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出角動量與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換，產(chǎn)生反作用力到單軸氣浮臺上。
[0045]所述的模擬衛(wèi)星的動力學(xué)模型為:
[0046]Ijbt — ?η.ω/^ + JiM - lr/4 ++4- Ka^ + k,y = Τ-
[0047]ΙΛ1.?γ — K -1、_ωχω— +1rJt)x(or + l jox(o_ + hY + hxm^ — hmx = Tdy
[0048]IJ)S — IrOy — Ijojoy + IjajOz + Ivaxmy +12 — h鳥 + hymx = Ttb
[0049]式中Isx, Isy, Isz, Ixy, Ixz, Iyz——撓性衛(wèi)星主體部分在三軸坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)動慣量矩陣 Is 的元素，

【權(quán)利要求】
1.一種模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試系統(tǒng)，采用單軸氣浮臺模擬衛(wèi)星X軸的姿態(tài)運(yùn)動，其特征在于，包含: 姿軌控單元(I)，用于獲取撓性衛(wèi)星的三軸姿態(tài)運(yùn)動，并計(jì)算三軸耦合運(yùn)動的力矩及干擾力矩； 與姿軌控單元(I)連接的慣性基準(zhǔn)單元(2)，用于獲取單軸氣浮臺連續(xù)的慣性角速度信息； 與姿軌控單元(I)連接的數(shù)學(xué)模型解算單元(3)，用于構(gòu)造撓性衛(wèi)星的Y向和Z向的姿態(tài)運(yùn)動，建立撓性衛(wèi)星的姿態(tài)動力學(xué)模型、運(yùn)動學(xué)模型、撓性附件的振動動力學(xué)模型； 與姿軌控單元(I)及慣性基準(zhǔn)單元(2)連接的控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)，用于產(chǎn)生角動量變化，與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換，控制單軸氣浮臺完成姿態(tài)運(yùn)動； 與姿軌控單元(I)連接的測角裝置(5)，用于獲取單軸氣浮臺的角度信息； 與姿軌控單元(I)連接的力矩輸出裝置￠)，用來模擬耦合干擾力矩、撓性附件干擾力矩以及空間環(huán)境干擾力矩等。
2.一種采用單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試方法，其特征在于，包含以下步驟: 步驟1、單軸氣浮臺轉(zhuǎn)動軸模擬撓性衛(wèi)星的X軸剛性主體運(yùn)動，姿軌控單元(I)接收撓性衛(wèi)星的X向姿態(tài)信息； 步驟2、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中構(gòu)造撓性衛(wèi)星，模擬撓性衛(wèi)星的Y向及Z向姿態(tài)運(yùn)動，建立并解算撓性附件的振動動力學(xué)模型、空間環(huán)境干擾力矩模型； 步驟3、姿軌控單元(I)接收并計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)信息、撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)信息、撓性附件的耦合力矩、空間環(huán)境干擾力矩； 步驟4、姿軌控單元(I)輸出信號控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)、力矩輸出裝置￠)與單軸氣浮臺模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)運(yùn)動； 步驟5、重復(fù)步驟I至步驟4，完成撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動的測試。
3.如權(quán)利要求2所述的測試方法，其特征在于，所述的步驟I中撓性衛(wèi)星的X向姿態(tài)信息具體為:單軸氣浮臺的角度信息、單軸氣浮臺的角速度信息。
4.如權(quán)利要求3所述的測試方法，其特征在于，所述的步驟I具體包含以下步驟: 步驟1.1、單軸氣浮臺轉(zhuǎn)動軸模擬撓性衛(wèi)星的X軸剛性主體運(yùn)動； 步驟1.2、測角裝置(5)獲取單軸氣浮臺的角度信息，并輸出至姿軌控單元(I)； 步驟1.3、慣性基準(zhǔn)單元(2)獲取單軸氣浮臺的慣性角速度信息，并輸出至姿軌控單元(I); 步驟1.4、姿軌控單元(I)控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)輸出角動量與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換。
5.如權(quán)利要求2所述的測試方法，其特征在于，所述的步驟2中模擬撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)運(yùn)動具體為:在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)動動力學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Y向運(yùn)動學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Y向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型； 所述的模擬撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)運(yùn)動具體為:在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)動動力學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Z向運(yùn)動學(xué)模型、撓性衛(wèi)星的Z向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型。
6.如權(quán)利要求5所述的測試方法，其特征在于，所述的步驟2具體包含以下步驟: 步驟2.1、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立撓性衛(wèi)星的Y向動力學(xué)模型，根據(jù)慣性基準(zhǔn)單元測得的單軸氣浮臺角速度信息，解算得到撓性衛(wèi)星的Y向角速度信息； 步驟2.2、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向動力學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Z向角速度信息； 步驟2.3、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性衛(wèi)星的Y向運(yùn)動學(xué)模型，根據(jù)單軸氣浮臺的角度信息、慣性基準(zhǔn)測得單軸氣浮臺角速度信息和Y、Z向動力學(xué)解算得到的Y、Z向角速度信息解算得Y向角度信息； 步驟2.4、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向運(yùn)動學(xué)模型，根據(jù)單軸氣浮臺的角度信息、慣性基準(zhǔn)測得單軸氣浮臺角速度信息和Υ、Ζ向動力學(xué)解算得到的Y、Z向角速度信息解算得Z向角度信息； 步驟2.5、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性衛(wèi)星的Y向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Y向角動量信息； 步驟2.6、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性衛(wèi)星的Z向控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型，得到撓性衛(wèi)星的Z向角動量信息； 步驟2.7、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算撓性附件的振動動力學(xué)模型，得到撓性附件的模態(tài)坐標(biāo)位移； 步驟2.8、在數(shù)學(xué)模型解算單元(3)中建立并解算空間環(huán)境干擾力矩模型，得到空間環(huán)境干擾力矩。
7.如權(quán)利要求2所述的測試方法，其特征在于，所述的步驟4具體包含以下步驟: 步驟4.1、姿軌控單元(I)根據(jù)撓性衛(wèi)星的Y向角度信息和角速度信息，解算出撓性衛(wèi)星的Y向力矩信息； 步驟4.2、姿軌控單元(I)根據(jù)撓性衛(wèi)星的Z向角度信息和角速度信息，解算出撓性衛(wèi)星的Z向力矩信息； 步驟4.3、姿軌控單元(I)根據(jù)撓性衛(wèi)星的Y向和Z向角速度信息計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向與Z向動力學(xué)耦合到X向的干擾力矩； 步驟4.4、姿軌控單元(I)根據(jù)衛(wèi)星的Y向和Z向角度和角速度信息計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向與Z向運(yùn)動學(xué)耦合到X向的干擾力矩； 步驟4.5、姿軌控單元(I)將撓性附件耦合力矩、空間環(huán)境干擾力矩、撓性衛(wèi)星的Y向與Z向動力學(xué)耦合到X向的干擾力矩、撓性衛(wèi)星的Y向與Z向運(yùn)動學(xué)耦合到X向的干擾力矩發(fā)送至力矩輸出裝置(6)； 步驟4.6、姿軌控單元(I)將Y向與Z向的角動量信息發(fā)送至控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)； 步驟4.7、力矩輸出裝置(6)產(chǎn)生力矩作用到單軸氣浮臺上，姿軌控單元(I)控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(4)輸出角動量與單軸氣浮臺進(jìn)行角動量交換，產(chǎn)生反作用力矩到單軸氣浮臺上。
8.如權(quán)利要求2所述的測試方法，其特征在于，所述的模擬衛(wèi)星的動力學(xué)模型為: K —++ ISZ德f德;I + Af ~+ h,_(Ov =
Isr(0y — — Ih (ο'(O1 +Iv (οχ(?ν + Is%(0x(() + h'.+ hM0), ~~h — Til).
式中Isx，Isy，Isz，Ixy，Ixz，Iyz—撓性衛(wèi)星主體部分在三軸坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)動慣量矩陣Is的元素，
ωx，ωY, ωz——撓性衛(wèi)星相對于初始慣性坐標(biāo)系的角速度矢量汾5的元素，
ωx，ωY, ωz ——撓性衛(wèi)星相對于初始慣性坐標(biāo)系的角加速度矢量成的元素，
；h—作用在撓性衛(wèi)星上的控制力矩，
h——力矩輸出裝置的角動量在撓性衛(wèi)星本體三軸坐標(biāo)系中的表示，
9.如權(quán)利要求7所述的測試方法，其特征在于，所述的撓性附件耦合力矩為:
式中: ωls,ωrs——分別為左、右撓性附件的角加速度矢量； Fsls, Fsrs——分別為左、右撓性附件振動對星體轉(zhuǎn)動的柔性耦合系數(shù)； Rsls, Rsrs——分別為左、右撓性附件轉(zhuǎn)動對星體轉(zhuǎn)動的剛性耦合系數(shù)； ηls、ηrs—分別為左、右撓性模態(tài)坐標(biāo)陣。
10.如權(quán)利要求7所述的測試方法，其特征在于，所述的撓性衛(wèi)星的Y向與Z向動力學(xué)耦合到X向的干擾力矩為:
式中: 式中Isy，Isz，Iyz——撓性衛(wèi)星主體部分在三軸坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)動慣量矩陣Is的元素，
ω,, ωζ——撓性衛(wèi)星相對于初始慣性坐標(biāo)系的角速度矢量的元素，
11.如權(quán)利要求7所述的測試方法，其特征在于，所述的撓性衛(wèi)星的Y向與Z向運(yùn)動學(xué)耦合到X向的干擾力矩為:
式中Isx——撓性衛(wèi)星主體部分在三軸坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)動慣量矩陣IsW元素，
Θ表示Y向的姿態(tài)角度，Ψ表示Z向的姿態(tài)角度；




ωy, ωζ——撓性衛(wèi)星相對于初始慣性坐標(biāo)系的角速度矢量氣的元素
【文檔編號】G05D1/08GK104133479SQ201410390718
【公開日】2014年11月5日 申請日期:2014年8月8日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月8日
【發(fā)明者】汪禮成, 吳德安, 吳敬玉, 賈艷勝, 張濤, 李小斌, 鐘超, 王新, 裴甲瑞 申請人:上海新躍儀表廠