一种基于多次星敏感器测量信息融合的姿态确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种基于多次星敏感器测量信息融合的姿 态确定方法。
【背景技术】
[0002] 随着航天器技术的不断发展，对航天器的姿态确定精度、姿态控制精度等提出了 更高的要求，其中高精度姿态控制也以高精度姿态确定为基础。高精度姿态确定依赖于高 精度的姿态敏感器，如现有高精度姿态确定系统均采用高精度的星敏感器来获得航天器的 姿态。星敏感器通过对恒星辐射的敏感来测量已知恒星视线与基准轴之间的夹角，是一种 高精度的惯性绝对姿态敏感器，一般星敏感器的光轴测量精度在10 " (3 O )量级，高精度 的星敏感器的光轴测量精度能达到3~5 " (3 〇 )。
[0003] 虽然通过不断提升星敏感器的测量精度能够提升航天器的姿态确定精度，然而当 星敏感器测量精度到一定程度后，再进行提升将非常困难或者代价昂贵，而航天器应用对 系统姿态的确定精度的要求却逐步提高。因此，除了研制更高性能的敏感器外，还需要从姿 态确定系统出发，研究新的姿态确定算法，实现高精度的姿态确定。
[0004] 目前航天器姿态系统一般直接利用星敏感器的姿态输出，或者采用星敏感器、陀 螺进行姿态确定，姿态确定精度受星敏感器的测量精度的影响较大。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于多次星敏感器测 量信息融合的高精度姿态确定方法，解决了利用多次星敏感器测量信息融合实现高精度姿 态确定的问题。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种基于多次星敏感器测量信息融合的姿态确定方 法，步骤如下：
[0007] (1)航天器采用星敏感器来确定其在轨飞行时的姿态，为了实现高精度的姿态确 定，航天器安装有N个星敏感器，N多2,在进行姿态确定时选取其中两个星敏感器，分别用 星敏感器A和星敏感器B来表示，其中星敏感器A在一个姿态确定周期△ T内获得的姿态 测量结果用Qbiai表示，每一个姿态获取的时间用表示，其中
T，i = 1~Na;星敏感器B对应的姿态测量结果用
表示，每一 个姿态获取的时间用表示，j = 1~Nb;
[0008] (2)对航天器姿态进行姿态预估，得到当前时刻的姿态估计值qs，k= [q s，kU)qs，M2) ? T Qs，k⑶Qs，k⑷」，
[0009] (3)对星敏感器A的每次姿态测量结果，分别计算得到星敏感器测量坐标系下光 轴矢量Z mAi: CN 105136150 A VL 2/丫贝
[0010]
[0011] 并计算出姿态获取时间与当前星时t的时间差，BP :
[0012]
[0013] 用N1^1表示时间差中与姿态确定周期Δ T相除的整数部分，St _表示时间差中不 足一个姿态确定周期A T的部分，则Nbiai, δ tniAl可采用如下的关系式得到：
[0014]
[0015] 函数fix( ·)表示取整；
[0016] 对星敏感器B的每次姿态测量结果，分别计算得到星敏感器测量坐标系下光轴矢 量冗―：
[0017]
[0018] 并计算出姿态获取时间与当前星时t的时间差，BP :
[0019]
[0020] 用NniB^示时间差中与姿态确定周期Δ T相除的整数部分，δ tniB]表示时间差中不 足一个姿态确定周期A T的部分，则N"B]，δ tniB]可采用如下的关系式得到：
[0021]
[0022] (4)根据步骤⑵得到当前时刻的姿态估计值(^分别对星敏感器A的光轴矢量 Ziwu进行补偿，补偿公式
[0023]
[0024] 其中，若Niwu为零，则
，否贝I
其 中，
[0025] cok为当前姿态确定周期航天器惯性姿态角速度在航天器本体系的表示，可通过 陀螺测量得到，彷?为当前姿态确定周期航天器惯性姿态角速度在惯性系的表示。下标k表 示当前姿态确定周期，同理，k-Ι表示前一姿态确定周期，Ic-NniAi表示前NmAi姿态确定周期；
[0026] 其中
[0027] CN 105136150 A 说明书 3/7 页
[0028] A(qs,k)T 表示矩阵 A(qs,k)的转置。
[0029] 根据步骤（2)得到当前时刻的姿态估计值(10分别对星敏感器B的光轴矢量Z _ 进行补偿，补偿公式
[0030]
[0031] 其中，若NniBj为零，则
肿4-?表隸潇u絲離卿諭雅掼葡髓祀掼縣?穌；
[0032] (5)对补偿后的光轴矢量进行融合
[0033]
[0034]
[0035] wAl表示星敏感器A每次测量结果的权重，w Bl表示星敏感器B每次测量结果的权 重；
[0036] (6)确定航天器当前星时t时刻的姿态，航天器本体系相对于惯性系的姿态转换 矩阵A bl的计算公式如下：
[0037]
[0038]
[0039]
[0040]
[0041]
[0042] ZSAB、ZSBB分别表不星敏感器A、B的光轴在航天器本体系的表不，p b、qb、rb为根据星 敏感器光轴安装确定的一组本体坐标系下的三正交矢量，构成航天器本体坐标系下的方向 余弦阵A b;p p qi、Γι为根据信息融合后的星敏感器光轴测量结果确定的一组惯性系下的三 正交矢量，构成航天器惯性系下的方向余弦阵A 1;
[0043] 所述步骤（5)中用星敏感器A每次测量结果的权重为
，星敏感器B每 次测量结果权重为
[0044] 步骤（2)对姿态进行基于陀螺测量结果的预估，得到当前时刻的姿态估计值公式 如下：
[0045]
[0046] q,k i表示前一个周期所确定出的航天器姿态，q Sik表示当前姿态确定周期的航天 器姿态估计值。
[0047] M = cos(<i)/2) ·Ι4Χ4+8；?η(Φ/2)/Φ · Q(Ag), 14X4表示 4 阶 单位矩阵，Φ = I I Δ g I I 表示 Δ g 的模，Δ g = [ Δ gl, Δ g2, Δ g3]T =
[0048] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0049] (1)本发明通过分别对星敏感器每次的测量结果进行了基于时间的补偿，且在进 行时间补偿时，对测量时间与姿态确定时间相差较大的测量结果，进行了分段补偿，避免了 航天器姿态角速度的变化引起的时间补偿误差，比直接利用角速度进行补偿时精度更高。
[0050] (2)本发明通过对时间补偿后的多次星敏感器姿态测量精度进行了融合，且在融 合过程中考虑了每次测量结果的权重比例，使得星敏感器测量结果的权重系数随测量时延 呈幂级数递减的趋势；测量时延小于一个姿态确定周期的数据可信度高，权重系数大；测 量时延大于一个姿态确定周期的数据可信度低，权重系数小，提高了测量信息融合精度和 可信度。
【附图说明】
[0051] 图1为本发明方法的流程框图；
[0052] 图2为未进行星敏感器测量信息融合时的定姿精度曲线；
[0053] 图3为采用本发明进行星敏感器测量信息融合时的定姿精度曲线。
【具体实施方式】
[0054] 下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
[0055] 如图1所示，本发明具体实现过程如下：
[0056] (1)航天器采用星敏感器来确定其在轨飞行时的姿态，为了实现高精度的姿态确 定，航天器安装有N (N多2)个星敏感器，在进行姿态确定时选取其中两个星敏感器，分别用 星敏感器A和星敏感器B来表示其中星敏感器A在一个姿态确定周期△ T内获得的姿态测 量结果用q"^表示，每一个姿态获取的时间用表示，其中
， i = 1~Na;星敏感器B对应的姿态测量结果用
表示，每一个 姿态获取的时间用表示，j = 1~N B。
[0057] (2)对航天器姿态进行基于陀螺测量结果的预估，得到当前时刻的姿态估计值Ckk =[qs,k(i)qs,k⑵qs,k⑶q s,k⑷]。公式如下：
[0058] qs,k= M · qSjk !
[0059] qs,k i表示前一个周期所确定出的航天器姿态，
[0060] M = cos(<i)/2) ·Ι4Χ4+8；?η(Φ/2)/Φ · Q(Ag), 14X4表示 4 阶 单位矩阵，Φ = I I Δ g I I 表示 Δ g 的模，Δ g = [ Δ gl, Δ g2, Δ g3]T =
[0061] 其中qSik主要用于对星敏感器A、B的测量结果进行补偿时计算惯性角速度使用。
[0062] (3)对星敏感器A的每次姿态测量结果，分别计算得到星敏感器测量坐标系下光 轴矢量Z mAi:
[0063]
[0064] 并计算出姿态获取时间与当前星时t的时间差，BP :