本发明涉及航空航天，更具体的说是涉及一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法和系统。
背景技术：
1、航天器在轨运行时，复杂的空间环境会对航天器的姿态产生一定的影响，而一些高精度航天器如引力波探测航天器，由于探测任务的需要，这些航天器对于运行环境的要求越来越高。空间环境干扰力矩主要分为太阳光辐射力矩、重力梯度力矩、大气阻力力矩等，而引力波探测航天器属于高轨卫星，其所受的最主要的环境干扰力矩为太阳光辐射压力矩。因此需要建立一个高精度的辐射压力矩求解模型。
2、目前针对辐射光压建模的方法主要分为三种：(1)纯经验法，不使用任何物理信息而使用卫星长期跟踪数据来进行设计；(2)半经验法，使用一些航天器材料参数设计先验模型，再根据跟踪数据进行调整；(3)分析法，基于航天器结构和表面光学参数进行模型建立，不需要在轨数据。其中分析法适合在设计阶段对辐射压进行精确建模，不依赖于实际数据，能够分析航天器的工作状态对辐射压的影响。
3、根据引力波探测航天器任务设计要求，需要对太阳辐射力矩进行补偿。现有补偿方法为增加类似太阳帆的可滑动小帆板，能够通过滑动以及旋转调节太阳辐射力矩的大小。但增加滑动补偿机构对本身探测精度影响较大，不适合用于引力波探测航天器等一些高精度航天器。所以需要设计一种对探测精度影响较小且能够满足补偿要求的方法。
4、因此，如何实现引力波探测航天器辐射压力、辐射合力矩求解及针对辐射合力矩进行补偿是本领域技术人员亟需解决的技术问题。
技术实现思路
1、有鉴于此，本发明提供了一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法和系统，解决了背景技术存在的问题。
2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
3、一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，包括以下步骤：
4、s1、根据中心对称模型以及三明治夹心理论对蜂窝板结构进行等效，构建引力波探测航天器有限元模型，获取航天器质心坐标；
5、s2、采用解析型建模法对辐射源及辐射光子与航天器之间的作用关系进行建模，获取辐射压数值，使用有限元法求解辐射合力矩；
6、s3、针对辐射合力矩使用变反射率材料镀层的方法，改变航天器表面光学参数，得到补偿目标函数和边界条件，使用nsga-ⅱ遗传算法进行多目标优化，得到优化参数。
7、可选的，所述s1中，具体包括以下步骤：
8、s101、对蜂窝板结构进行等效参数求解，其中蜂窝板中心对称模型的传热偏微分方程为：
9、
10、式中：r表示蜂窝板宽度，k表示热传导率，t表示蜂窝板温度，z表示蜂窝板厚度；
11、s102、传热偏微分方程求解边界条件为：
12、
13、t(0,r)＝t0
14、t(z,0)|＜∞
15、
16、式中：l表示蜂窝板总厚度，表示热通量，t0表示初始温度，r1表示蜂窝板总宽度；
17、s103、根据s101和s102得到等效传导率表达式：
18、
19、式中：ke表示等效传导率，δt表示温度变化值；
20、s104、基于三明治夹心理论求解蜂窝夹层等效力学参数；
21、s105、建立引力波探测航天器有限元模型，赋予各部分求解后的等效参数，导出航天器质心坐标。
22、可选的，所述s104中，等效力学参数包括：等效密度ρ、泊松比μ、各向异性弹性模量e、各向异性剪切模量g，具体计算公式如下：
23、
24、
25、μxy＝0
26、
27、式中：ecx表示x轴方向弹性模量，ecy表示y轴方向弹性模量，ecz表示z轴方向弹性模量；gcxy表示z轴方向剪切模量，gcxz表示y轴方向剪切模量，gcyz表示x轴方向剪切模量；es表示铝合金材料原始弹性模量，gs表示铝合金材料原始剪切模量；t表示蜂窝结构厚度，l表示蜂窝结构边长；μyz表示x轴方向泊松比，μxz表示y轴方向泊松比，μxy表示z轴方向泊松比；ρc表示蜂窝板等效密度，ρs表示铝合金材料密度。
28、可选的，所述s2中，具体包括以下步骤：
29、s201、计算航天器吸收太阳辐射后的温度，公式如下：
30、
31、式中：tm表示航天器吸收太阳辐射后的温度，α表示吸收系数，w表示太阳辐射功率，θ表示太阳光矢量与受照面法向的夹角；e1、e2表示不同面发射率；σ表示玻尔兹曼常数，tsc表示内部稳定温度；
32、s202、根据s201的公式求解太阳帆板上下表面的温度，计算由于表面温差导致的热辐射梯度压，公式如下：
33、
34、式中：f表示热辐射梯度压，t1表示太阳帆板上表面温度，t2表示太阳帆板下表面温度；a表示太阳帆板表面积，c表示光速；
35、s203、根据光子与航天器表面相互作用形式，求解直接太阳辐射压力法向分量，公式如下：
36、
37、式中：fn表示直接太阳辐射压力法向分量，e表示各向异性弹性模量，v表示反射系数，τ表示镜面系数；
38、s204、将s202和s203的公式进行整理后得到总辐射压力求解公式；根据质心位置，求解辐射合力矩，公式如下：
39、
40、式中：mx表示x轴方向合力矩，my表示y轴方向合力矩，mz表示z轴方向合力矩；(xi,yi,zi)表示质心位置。
41、可选的，所述s3中，具体包括以下步骤：
42、s301、通过变反射率薄膜镀层改变太阳帆板表面光学参数，获得补偿力矩，每片变反射率薄膜镀层补偿片所得到的补偿力矩公式如下：
43、
44、式中：mc表示补偿力矩，e表示各向异性弹性模量，si表示补偿片面积，a为1天文单位，r表示航天器与太阳的实际距离，ρs表示镜面反射系数，θ表示太阳光矢量与受照面法向的夹角，ρd表示漫反射系数，x表示补偿片距质心的距离；
45、s302、采用nsga-ⅱ遗传算法进行多目标优化，其中主要目标函数为：
46、minm＝|m0+mc
47、式中：m表示补偿后航天器所受合力矩，m0表示补偿前航天器初始合力矩，mc表示补偿力矩。
48、可选的，s3中，边界条件主要为补偿片所能达到的补偿区域范围以及补偿片的光学参数取值范围。
49、一种实现以上任一项所述的引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法的系统，包括：
50、航天器三维模型构建模块，用于根据中心对称模型以及三明治夹心理论对蜂窝板结构进行等效，构建引力波探测航天器有限元模型，获取航天器质心坐标；
51、计算模块，用于通过解析型建模法对辐射源及辐射光子与航天器之间的作用关系进行建模，获取辐射压数值，使用有限元法求解辐射合力矩；
52、补偿优化模块，用于针对辐射合力矩使用变反射率材料镀层的方法，改变航天器表面光学参数，得到补偿目标函数和边界条件，使用nsga-ⅱ遗传算法进行多目标优化，得到优化参数。
53、经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法和系统，具有以下技术效果：
54、本发明提供的方法可以实现引力波探测航天器辐射压力、辐射合力矩求解以及针对辐射合力矩进行补偿。针对高精度辐射压模型，采用解析型建模法进行精确建模；基于辐射压模型，获取航天器所受辐射力及力矩；使用变反射率器件通过遗传算法进行多目标优化。经过验证，该方法计算精度高，能够达到引力波探测航天器针对辐射力矩的补偿要求。
1.一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，所述s1中，具体包括以下步骤：
3.根据权利要求2所述的一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，所述s104中，等效力学参数包括：等效密度ρ、泊松比μ、各向异性弹性模量e、各向异性剪切模量g，具体计算公式如下：
4.根据权利要求1所述的一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，所述s2中，具体包括以下步骤：
5.根据权利要求1所述的一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，所述s3中，具体包括以下步骤：
6.根据权利要求1所述的一种引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法，其特征在于，s3中，边界条件主要为补偿片所能达到的补偿区域范围以及补偿片的光学参数取值范围。
7.一种实现如权利要求1-6任一项所述的引力波探测航天器辐射力矩求解及补偿方法的系统，其特征在于，包括：
