专利名称：基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法
技术领域：
本发明涉及航天器伪速率的估计方法。
背景技术：
航天器伪速率是指在航天器上无陀螺或是陀螺故障的情况下采用其它姿态元件
信息获得的航天器的姿态角速度。对于航天器伪速率的获得，一般有两类方法 第一类方法是只使用姿态敏感器的测量信息计算伪速率，比如利用太阳敏感器的
测量信息，进行简单的姿态滤波，然后进行姿态差分得到伪速率；或是利用星敏感器的测量
信息，运用四元数乘法原理，从而得到伪速率。这类方法存在两方面的问题， 一个是测量精
度不高，二是在航天器进行姿态机动的过程中，由于采用姿态差分的方式，会引入较大的计
算误差。 第二类方法是只使用飞轮的角动量的测量信息计算伪速率，利用航天器的姿态动 力学方程，对其积分便可得到伪速率。这类方法中虽然飞轮的测量精度高，但需要伪速率的 积分初值，然而，只利用飞轮的信息是无法确定伪速率积分初值的。
发明内容
本发明是为了解决现有估计航天器伪速率的方法存在伪速率估计精度低的问题， 从而提供一种基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的 估计方法。 基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计 方法，它由以下步骤完成 步骤一、采用星敏感器测量航天器的姿态，并对测量到航天器姿态进行角度差分， 获得航天器的姿态差分角速度"sk; 步骤二、采集飞轮的角动量信息，并根据获得的角动量信息，结合航天器的姿态动 力学方程，获得航天器的伪速率的导数； 步骤三、根据步骤二获得的航天器的伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预 测，获得航天器伪速率的预测值； 步骤四、设定步骤三获得的航天器伪速率的预测值的滤波增益系数，获得增益系 数值； 步骤五、以步骤一获得的航天器姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，利 用步骤四获得的滤波增益系数对步骤三获得的航天器伪速率的预测值进行滤波更新，获得 航天器伪速率的估计值； 步骤六、根据步骤五获得的航天器伪速率的估计值，调整增益系数值，从而调整航
天器伪速率的估计值，实现航天器伪速率的估计。 步骤一中航天器的姿态差分角速度"a是根据公式
4
敏感器邻 式中Hwk为当前时刻飞轮角动量的测量值，Hwk—工为上一时刻飞轮角动量的测量值。
步骤三所述根据步骤二获得的航天器伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预 测的方法是根据公式
= 一厂乂化^，" + d x d + D)
完成的；其中^^/w为航天器伪速率的预测值，^^:为航天器伪速率上一时刻的 所述航天器的姿态差分角速度"sk为滚转、俯仰和偏航三个方向的姿态差分角速 度；航天器伪速率的导数为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率导数；航天器伪速率的预 测值为滚转、俯仰和偏航三个方向的预测值；滤波增益系数为滚转、俯仰和偏航三个方向的 滤波增益系数；航天器伪速率的滤波更新为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率的滤波更 新。 有益效果本发明为现有的两种方法的结合，在航天器处于稳定定向模式下时，航 天器伪速率的估计精度平均由百分之几度/秒提高至千分之几度/秒；航天器在处于机动 模式下时，非机动轴方向航天器伪速率的估计精度平均由百分之几度/秒提高至千分之几 度/秒，机动轴方向的航天器伪速率的估计精度平均提高了百分之二度/秒。
图1是本发明的方法的原理框图。
具体实施例方式
具体实施方式
一、结合图1说明本具体实施方式
，基于星敏感器的姿态测量信息 和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，它由以下步骤完成
步骤一、采用星敏感器测量航天器的姿态，并对测量到航天器姿态进行角度差分， 获得航天器的姿态差分角速度"sk; 步骤二、采集飞轮的角动量信息，并根据获得的角动量信息，结合航天器的姿态动 力学方程，获得航天器的伪速率的导数； 步骤三、根据步骤二获得的航天器的伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预 测，获得航天器伪速率的预测值； 步骤四、设定步骤三获得的航天器伪速率的预测值的滤波增益系数，获得增益系 数值； 步骤五、以步骤一获得的航天器姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，利 用步骤四获得的滤波增益系数对步骤三获得的航天器伪速率的预测值进行滤波更新，获得 航天器伪速率的估计值； 步骤六、根据步骤五获得的航天器伪速率的估计值，调整增益系数值，从而调整航
天器伪速率的估计值，实现航天器伪速率的估计。 步骤一中航天器的姿态差分角速度"sk是根据公式
A — A i =* " 完成的；e k为当前时刻星敏感器测得的航天器三轴的姿态角，e k—工为上一时刻星 敏感器测得的航天器三轴的姿态角，st为滤波周期。 步骤二中所述的航天器的姿态动力学方程为/f^ + wx(/ry +丑w)-7;+7; =--^ + rrf 式中"为航天器的姿态角速度，I为航天器的转动惯量阵，Hw为飞轮的角动量，T。 为控制力矩，Td为干扰力矩；
获得的航天器伪速率的导数为 J好 = -厂1 (——^ + ft> X (/0> +仏))
J仏—l _好"l 式中Hwk为当前时刻飞轮角动量的测量值，Hwk—工为上一时刻飞轮角动量的测量值。
步骤三所述根据步骤二获得的航天器伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预 测的方法是根据公式
= t^-i + "/t&
64/5页=-厂i( ^ & ww + d x +好』 完成的；其中t^w为航天器伪速率的预测值，^+为航天器伪速率上一时刻的
滤波更新值。 步骤四航天器伪速率的滤波增益系数的设定范围为0. 1 0. 9。 步骤五所述以步骤一获得的航天器姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，
利用步骤四获得的滤波增益系数对步骤三获得的航天器伪速率的预测值进行滤波更新是
根据公式 ^ = + K -U 完成的；式中A即为估计得到的伪速率，t^n为航天器伪速率的预测值，Kw为滤波增益系数； 所述航天器的姿态差分角速度"sk为滚转、俯仰和偏航三个方向的姿态差分角速度；航天器伪速率的导数为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率导数；航天器伪速率的预测值为滚转、俯仰和偏航三个方向的预测值；滤波增益系数为滚转、俯仰和偏航三个方向的滤波增益系数；航天器伪速率的滤波更新为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率的滤波更新。 本发明硬件安装过程及实现航天器伪速率的估计方法的步骤是首先将1个星敏感器安装在航天器上，使星敏感器的光轴沿着航天器偏航方向，其它两个方向分别沿着航天器的滚动方向和俯仰方向；将三个飞轮分别安装在航天器的滚转方向、俯仰方向和偏航方向。星敏感器测得航天器的姿态以后，对姿态进行角度差分，即得到航天器的姿态差分角速度，然后根据飞轮的角动量测量信息，结合航天器的姿态动力学方程，计算航天器伪速率的导数，进而进行伪速率的一步预测，初步设定滤波的增益系数后，以姿态差分角速度作为伪速率的测量量，进行伪速率的滤波更新，最后，根据伪速率的估计结果，适当地调整滤波增益系数，使估计得到的伪速率的精度达到最佳，即实现了航天器伪速率的估计。
下面以一般的刚性卫星为实例对本发明进行说明。
计算姿态差分角速度
「 ， n ft), &/ 1 其中"sk为当前时刻星体三轴的姿态差分角速度，ek为当前时刻星敏感期测得
的星体三轴的姿态角，9H为上一时刻星敏感期测得的星体三轴的姿态角，St为滤波周期。 计算伪速率的导数
卫星的姿态动力学方程为
/5仔 似+ —/6> + &) = 7;+7; =--^ + L 其中"为星体的姿态角速度，I为星体的转动惯量阵，H,为飞轮的角动量，T。为控制力矩，Td为干扰力矩。 由于干扰力矩很小，对伪速率的计算影响也非常小，因而可以忽略干扰，进而可得到伪速率的导数方程为
復
—好W —及w/t-l
其中Hwk为当前时刻飞轮角动量的测量值，Hwk—工为上一时刻飞轮角动量的测量值。伪速率的一步预测
m 一 一厂1 f好i"—
+ ^t_1x 1+JHwJ)
其中《/4-1为伪速率的预测值，w"i为伪速率上一步的滤波更新值。初步设定滤波增益系数l
伪速率的滤波更新A = A"—i + K - A"—i)
其中f^即为估计得到的伪速率，(^^—i为伪速率的一步预测值，K为滤波增益，为星体的姿态差分角速度。 根据滤波效果，适当地调整滤波增益系数，从而得到最终的伪速率。
权利要求
基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征是它由以下步骤完成步骤一、采用星敏感器测量航天器的姿态，并对测量到航天器姿态进行角度差分，获得航天器的姿态差分角速度ωsk；步骤二、采集飞轮的角动量信息，并根据获得的角动量信息，结合航天器的姿态动力学方程，获得航天器的伪速率的导数；步骤三、根据步骤二获得的航天器的伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预测，获得航天器伪速率的预测值；步骤四、设定步骤三获得的航天器伪速率的预测值的滤波增益系数，获得增益系数值；步骤五、以步骤一获得的航天器姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，利用步骤四获得的滤波增益系数对步骤三获得的航天器伪速率的预测值进行滤波更新，获得航天器伪速率的估计值；步骤六、根据步骤五获得的航天器伪速率的估计值，调整增益系数值，从而调整航天器伪速率的估计值，实现航天器伪速率的估计。
2. 根据权利要求1所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于步骤一中航天器的姿态差分角速度Oa是根据公式<formula>formula see original document page 2</formula>获得的；式中ek为当前时刻星敏感器测得的航天器三轴的姿态角，ek—工为上一时刻星敏感器测得的航天器三轴的姿态角，st为滤波周期。
3. 根据权利要求l所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于步骤二中所述的航天器的姿态动力学方程为式中"为航天器的姿态角速度，I为航天器的转动惯量阵，^为飞轮的角动量，T。为控制力矩，Td为干扰力矩；获得的航天器伪速率的导数为= —好W!式中Hwk为当前时刻飞轮角动量的测量值，Hwk—工为上一时刻飞轮角动量的测量值。
4. 根据权利要求1所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于步骤三所述根据步骤二获得的航天器伪速率的导数，对航天器伪速率进行一步预测的方法是根据公式^W:A-1+一完成的；其中f^/n为航天器伪速率的预测值，^^为航天器伪速率上一时刻的滤波更新值。
5. 根据权利要求1所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于步骤四航天器伪速率的滤波增益系数的设定范围为0. 1 0. 9。
6. 根据权利要求1所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于步骤五所述以步骤一获得的航天器姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，利用步骤四获得的滤波增益系数对步骤三获得的航天器伪速率的预测值进行滤波更新是根据公式完成的；式中^^即为估计得到的伪速率，f^M—i为航天器伪速率的预测值，l为滤波增益系数；
7. 根据权利要求1所述的基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，其特征在于航天器的姿态差分角速度"sk为滚转、俯仰和偏航三个方向的姿态差分角速度；航天器伪速率的导数为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率导数；航天器伪速率的预测值为滚转、俯仰和偏航三个方向的预测值；滤波增益系数为滚转、俯仰和偏航三个方向的滤波增益系数；航天器伪速率的滤波更新为滚转、俯仰和偏航三个方向的伪速率的滤波更新。
全文摘要
基于星敏感器的姿态测量信息和飞轮的角动量测量信息的航天器伪速率的估计方法，涉及航天器伪速率的估计方法。它解决了现有方法伪速率估计精度低的问题。其实现方法是采用星敏感器测量航天器的姿态，进行角度差分后获得航天器的姿态差分角速度；采集飞轮的角动量信息，并根据获得的角动量信息，结合航天器的姿态动力学方程，获得航天器伪速率的导数，并进行航天器伪速率一步预测；设定滤波的增益系数后，以姿态差分角速度作为航天器伪速率的测量值，进行航天器伪速率的滤波更新，获得航天器伪速率的估计值，根据此估计值调整滤波的增益系数值，从而调整使航天器伪速率的估计值，完成航天器伪速率的估计。本发明适用于航天器伪速率的估计场合。
文档编号G01P3/00GK101706512SQ200910073259
公开日2010年5月12日 申请日期2009年11月25日 优先权日2009年11月25日
发明者卢伟, 耿云海, 陈雪芹 申请人:哈尔滨工业大学