专利名称：轨控过程中自主选取定姿方式的方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器轨控过程中姿态确定的方法。特别是在轨控发动 机干扰力矩较大，致使卫星姿态角速度较大，超出陀螺测量范围情况下，卫 星能够自主引入星敏感器测量信息准确修正卫星姿态的方法。
技术背景陀螺姿态预估方法在卫星姿态控制过程中较为常用，但由于其陀螺漂移 的影响，使其只有在较短时间内应用才能保证定姿精度。而且一般高精度陀 螺的测速范围是比较有限的，在卫星姿态角速度变化比较大，超出陀螺测量 范围情况下，只靠陀螺数据估计卫星姿态会使估计姿态偏离卫星真实姿态， 影响卫星控制精度。在卫星变轨过程中使用陀螺预估的方法避开了较为复杂 的滤波算法，简化了星上实现，有利于提高轨控的可靠性，但由于测速范围 有限带来的姿态偏差将使卫星的点火姿态偏离所需要的标称点火姿态，直接 影响卫星的轨控效果。对于月球探测乃至深空探测等对轨控要求较高的卫星 来说，轨控误差可能导致整个任务的失败。陀螺与星敏感器組合定姿的方法在高精度卫星的三轴稳定控制中也较 为常用。^f旦其主要用于卫星的稳态控制过程。当卫星具有的姿态角速度较大 时，会对星敏感器的星图识别能力产生不利的影响，星敏感器不能正常输出 数据，从而不能及时地修正卫星估计姿态，仍然会使卫星估计姿态偏离实际 姿态。若在轨控过程中使用同样会影响轨控效果，严重时导致轨控任务失败。多数静止轨道或中低轨道卫星变轨控制时，姿态确定只利用陀螺的测量 信息进行。变轨发动机干扰力矩较大时，有可能导致卫星出现较大的姿态角 速度，当此角速度超过陀螺的测量范围时，只靠陀螺进行姿态预估会导致卫 星确定姿态与卫星实际姿态不符，使卫星实际姿态不断偏离点火姿态，影响轨控精度，严重时可能导致轨控失败。
发明内容
本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，针对可能出现的轨控 时姿态角速度大，超过陀螺测量范围的情况，提出了一种轨控期间姿态角速 度在陀螺可测量范围内时，利用陀螺数据估计卫星姿态，出现超出陀螺测量 范围的较大姿态角速度时，自主引入星敏感器姿态修正的方法，即提出一种 轨控期间根据卫星姿态角速度测量值，自主选取定姿方式的方法，减小轨控 过程中的姿态误差，提高轨控精度，有效地保证轨控及时、准确地完成。
轨控过程中自主选取定姿方式的方法是指当轨控过程中星体角速度较 小时，仅选择陀螺预估进行姿态确定；当卫星姿态角速度较大，超过陀螺测 量范围时，自主选择陀螺预估与星敏感器姿态修正的方法进行姿态确定。
本发明的技术解决方案轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特征 在于包括
(1 )根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态 首先根据陀螺的测量信息计算卫星的姿态角速度，然后计算三轴绝对角 速度，最后根据绝对角速度，预估卫星的惯性姿态；
(2) 判断是否需要引入星敏感器姿态修正 根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范
围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1), 进行下 一 周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限 值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏 感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)， 否则继续采用陀螺测量数据预估卫星惯性姿态，转入(1)。
(3) 引入星敏感器进行姿态修正。 本发明与现有技术相比的优点在于
(1)本发明可在轨控过程中根据实际情况自主选用不同的定姿方法，不轻易中止轨控，可保证轨控顺利进行。(2) 本发明通过星敏感器信息的引入，有效保证了大推力轨控发动机变 轨过程中姿态确定的精度。从而在轨控过程中，准确、及时地进行姿态控制。(3) 该方法适用于航天器的大推力变轨控制。特别适合在后续深空探测 系列卫星中应用。具有继承性好、可移植性好的特点。
图1为本发明方法的流程图； 图2为轨控过程定姿方式转换流程图； 图3为本发明方法的仿真曲线； 图4为常规方法的仿真曲线；其中，图3、图4的仿真曲线中，曲线1代表qw (0)、曲线2代表 qw(1)、曲线3代表qw(2)，分别为卫星实际姿态四元数的矢量部分； 曲线4代表q (0)、曲线5代表q (1)、曲线6代表q (2),分别为卫 星姿态四元数矢量部分的星上估计值。
具体实施方式
安装在卫星上的测速陀螺的测量范围是有限的。而在卫星变轨过程中， 由于轨控发动机开机带来的干扰以及液体燃料晃动带来的干扰等均可能引 发比较大的卫星姿态角速度，当此角速度超过陀螺测量范围时，陀螺将无法 给出正确的角速度信息，从而卫星无法得到准确的姿态信息，不能保证姿态 控制精度，从而影响轨控精度。本发明采取在轨控过程首先采用陀螺的测量数据进行卫星的姿态估计， 同时实时判断陀螺的测量输出，在接近饱和值时，给出姿态角速度超限标志， 待卫星姿态角速度平稳(满足星敏感器测量要求)后，引入星敏感器数据对 陀螺估计的姿态进行修正的方法，以减小陀螺饱和带来的估计误差。如图1所示，本发明的具体实施步骤如下(1)陀螺预估惯性姿态根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态。a、陀螺数据转换速率积分利用三个陀螺的测量信息即可得到卫星三轴姿态角速度信息。以速率积 分陀螺为例，根据速率积分陀螺的工作原理，每次采样可以得到陀螺在这一 采样周期内的角度增量，经过适当转换后可以计算卫星三轴的姿态角速度。 根据参与定姿的三个陀螺(编号i， j, k)在卫星本体坐标系中的安装 矩阵B,计算陀螺输出转换矩阵A = B—1，结合三个陀螺的测量输出 △g,,Ag,，Ag4 ,可以得到卫星三轴姿态角增量信息A^,Ag,，Ag:。由下式计算<formula>formula see original document page 6</formula>b、三轴绝对角速度计算根据陀螺数据转换的计算结果，计算一个采样周期内的平均角速度 & A] t 。计算中注意减掉经过标定的陀螺常值漂移量<formula>formula see original document page 6</formula>、单位弧度/小时。陀螺常值漂移的标定可以采取在地面预先标定或星上通过星敏感器等其它敏感器信息实时标定的方法得到。36006Z 3600 C、惯性姿态预估根据计算得到的三轴绝对角速度，计算卫星在本周期内的三轴角速度 增量，采用如下公式预估卫星的惯性姿态，以四元数形式f-[A &么^给出。△《=.厶f若《4 <0,贝'，=_， I" = 7 / Norm(f)上述^S式中At为采样周期，函数Eq为利用卫星姿态角速度信息预估卫 星姿态四元数的计算公式。(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范 围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1), 进行下 一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限 值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏 感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3), 否则继续采用陀螺测量数据预估卫星惯性姿态，转入(1)。 (3)星敏感器姿态修正方法引入星敏感器修正后，采用常规的星敏感器滤波算法进行实时姿态修 正。滤波算法设计按照经典的Kalman滤波原理进行即可。 下面给出该方法在月球探测卫星中的具体应用如图2所示，月球探测器采用6个三浮陀螺，其中任意三个陀螺均可确 定卫星惯性姿态角速度。每个陀螺的测量范围为-0.9。/s 0.9。/s，在工程应用 中考虑 一 定的设计余量，选取姿态角速度超过陀螺测量范围的门限值为 0.8o/s。月球探测器中使用3个中等精度星敏感器进行卫星三轴姿态确定。星敏 感器在星体有0.5°/s角速度情况下能够正常识别星图，给出姿态数据。在工 程应用中考虑一定的设计余量，选取引入星敏感器数据进行姿态修正的阀值 为0.35°/s。根据上述实施步骤，针对某月球探测卫星进行了仿真试验，仿真曲线如 图3所示。仿真过程为轨控开始，卫星姿态角速度较大(1.5°/s),陀螺 输出饱和，卫星姿态估计值与卫星实际姿态逐渐出现偏差，导致卫星姿态偏 离目标点火姿态。仿真时间20s后，引入星敏修正，从曲线中可以看出，卫 星姿态估值很快收敛于真实姿态，100s后姿态误差小于0.001 (rad)。为了比较本发明方法达到的效果，图4给出了在轨控过程中不引入星敏感器修正的仿真曲线。仿真过程条件与上述过程一致，卫星仅由陀螺数据进 行姿态预估。从仿真曲线来看，由于未引入星敏感器滤波修正，卫星姿态估值始终偏离卫星的真实姿态，100s后姿态误差在0.08 (rad)左右，此误差 将影响轨控精度。以上所描述的系统只是本发明的 一种情况，本领域技术人员可以根据不 同的要求和设计参数在不偏离本发明的情况下进行各种增补、改进和更换， 因此，本发明是广泛的。
权利要求
1、轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特征在于包括(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态首先根据陀螺的测量信息计算卫星的姿态角速度，然后计算三轴绝对角速度，最后根据绝对角速度，预估卫星的惯性姿态；(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)，进行下一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)，否则继续采用陀螺测量数据预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)。(3)引入星敏感器进行姿态修正。
2、 根据权利要求1所述的轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特 征在于所述步骤(1)中的陀螺选用速率积分陀螺。
3、 根据权利要求1所述的轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特 征在于所述步骤(1)中的惯性姿态以四元数形式给出。
4、 根据权利要求1所述的轨控过程中自主选取定姿方式的方法，其特 征在于所述步骤(2)中的星敏感器为CCD光学星敏感器，其工作条件要 求为姿态角速度小于等于0.35度/秒。
全文摘要
轨控过程中自主选取定姿方式的方法，包括(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)，进行下一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)，否则转入(1)；(3)引入星敏感器进行姿态修正。本发明的方法减小了轨控过程中的姿态误差，提高轨控精度，有效地保证轨控及时、准确地完成。
文档编号B64G1/28GK101214860SQ200710301590
公开日2008年7月9日 申请日期2007年12月26日 优先权日2007年12月26日
发明者萍 太, 红 宗, 李铁寿, 寨 王, 王淑一, 莉 程, 陈义庆, 冬 韩, 黄江川 申请人:北京控制工程研究所