本发明涉及航天姿态控制技术领域，具体的说，本发明涉及一种超高姿态稳定度的卫星平台数据动态融合系统及方法。
背景技术：
卫星的姿态信息是卫星正确完成飞行任务的重要依据。随着航天技术的发展，对卫星姿态确定精度和可靠度提出了越来越高的要求。在某些需要对卫星平台进行高稳定度控制领域，需要采用高精度的敏感器和高可靠度的姿态确定算法以获得精确的姿态信息。
然而，在当前的对卫星姿态高精度测量的敏感器多为星敏感器。由于星敏感器的测量精度有限，有可能达不到某些高精度卫星平台的指标要求。因此，在卫星高精度定姿和高稳定度控制时，采用星敏感器和光纤陀螺定姿不能满足平台的高精度定姿和高稳定度控制，从而可能导致卫星观测任务失败。
有鉴于此，亟需提供一种超高姿态稳定度的卫星平台数据动态融合系统及方法，以实现高精度定姿和高稳定度控制。
技术实现要素：
本发明的目的在于，提供一种超高姿态稳定度的卫星平台数据动态融合系统及方法，其采用更高精度的光学器件导星器作为卫星的定姿部件，利用导星器、星敏感器、光纤陀螺数据融合的算法，并且结合导星器和星敏感器各自优点，从而实现卫星的高精度定姿和高稳定度控制。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案。
根据本发明的一个方面，提供一种卫星平台数据动态融合系统，其特征在于，包括：
光纤陀螺，用于测量卫星的姿态角速度，并且将所述卫星的姿态角速度传送至姿态预估模块；
星敏感器，用于提供卫星的姿态信息，所述姿态信息包括姿态四元数及三轴姿态角；
导星器，用于通过解算卫星的姿态变化提供卫星姿态相对变化量；
信息分配模块，所述信息分配模块向第一子滤波器提供第一信息分配系数，并且向第二子滤波器提供第二信息分配系数；
数据融合模块分别与所述第一子滤波器和第二子滤波器相连，其中，所述星敏感器所输出卫星姿态信息、所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及所述信息分配模块所输出的第一信息分配系数一起传送到所述第一子滤波器，所述第一子滤波器基于这些信息生成并输出第一姿态参数误差估计值并传送至数据融合模块，所述导星器所输出的卫星姿态相对变化量、所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及所述信息分配模块所输出的第二信息分配系数一起传送到所述第二子滤波器，所述第二子滤波器基于这些信息生成并输出第二姿态参数误差估计值并传送至所述数据融合模块，所述数据融合模块根据所述第一姿态参数误差估计值和所述第二姿态参数误差估计值，进行数据信息融合，以获得误差状态变量全局估计值；以及
姿态修正模块，分别与所述姿态预估模块和所述数据融合模块相连，用于根据所述数据融合模块输出的误差状态变量全局估计值，对所述姿态预估模块输出的姿态预估值进行修正，以获得卫星的姿态信息。
在本发明的一个实施例中，所述姿态预估模块与所述信息分配模块相连，用于所述控制信息分配模块中的第一信息分配系数和第二信息分配系数。
在本发明的一个实施例中，所述第一子滤波器和第二子滤波器均为联邦卡尔曼滤波器。
在本发明的一个实施例中，所述第一信息分配系数和第二信息分配系数系数相加等于1。
在本发明的一个实施例中，所述姿态预估模块、数据融合模块以及姿态修正模块均设置在同一的主滤波器中。
根据本发明的另一个方面，提供一种卫星平台数据动态融合方法，采用卫星平台数据动态融合系统，包括以下步骤：
由光纤陀螺输出卫星姿态角速度至姿态预估模块；
将星敏感器所输出的卫星姿态信息、所述光纤陀螺所输出的姿态卫星姿态角速度以及信息分配模块所输出的第一信息分配系数一起输入第一子滤波器，以获得第一姿态参数误差估计值，并且传送至数据融合模块；
将导星器所输出的卫星姿态相对变化量、所述光纤陀螺所输出的卫星姿态角速度以及所述信息分配模块所输出的第二信息分配系数一起输入第二子滤波器，以获得第二姿态参数误差估计值，并且传送至所述数据融合模块；
通过数据融合模块对所接收到的第一姿态参数误差估计值和第二姿态参数误差估计值进行数据信息融合，并且获得误差状态变量全局估计值；以及
通过所述误差状态变量全局估计值对所述姿态预估模块所输出的姿态预估值进行修正，以获得卫星的姿态信息。
在本发明的另一个实施例中，卫星平台数据动态融合方法还包括：
分别判断所述光纤陀螺的第一标志位、所述星敏感器的第二标志位、所述导星器的第三标志位是否有效；
若所述第一标志位、第二标志位和第三标志位均为有效，则分别判断所述光纤陀螺与星敏感器之间形成的第一标准差以及所述光纤陀螺与导星器之间形成的第二标准差是否分别在预设定的第一阈值范围和第二阈值范围之内；
若是，则确定所述光纤陀螺、星敏感器和导星器为有效。
在本发明的另一个实施例中，根据所述第一子滤波器和所述第二子滤波器对所述卫星平台数据动态融合系统的影响大小不同而分配不同的第一信息分配系数和第二信息分配系数。
在本发明的另一个实施例中，所述第一信息分配系数和第二信息分配系数相加等于1。
在本发明的另一个实施例中，所述姿态预估模块、数据融合模块以及姿态修正模块均设置在同一的主滤波器中。
本发明的优点在于，为了保证卫星的高精度定姿和高稳定度控制，在卫星姿态测量环节引入更高精度的导星器。由于导星器的定姿精度优于0.3角秒(3σ)，其精度相较于目前广泛应用的高精度星敏感器高一个量级，从而满足某些卫星对高精度的特殊要求。进一步而言，通过开发导星器、星敏感器和光纤陀螺的数据融合算法，并设计联邦卡尔曼滤波器，这样既提高卫星的姿态测量精度，同时，由于多敏感器的信息融合，也大大提高数据的有效性，从而实现卫星的高精度测量和高稳定度控制。另外，本发明公开的方法为卫星高精度定姿和高稳定度控制领域提供一种新的思路，同时增强了卫星定姿的可靠性，具有较好的工程应用前景和推广价值。
附图说明
为了进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
图1示出根据本发明一个实施例的卫星平台数据动态融合系统的结构示意图。
图2示出根据本发明一个实施例的利用卡尔曼滤波器进行卫星平台数据动态融合计算的示意图。
图3示出根据本发明的一个实施例的卫星平台数据动态融合方法的流程图。
图4示出根据本发明的一个实施例的判断多个敏感器的有效性的方法的流程图。
具体实施方式
在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。
在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。
下面结合附图对本发明提供的一种卫星平台数据动态融合系统及方法的具体实施方式进行详细说明。
图1示出根据本发明一个实施例的卫星平台数据动态融合系统100的结构示意图。
如图1所示，卫星平台数据动态融合系统100可包括：光纤陀螺110、星敏感器120、导星器130、分别与所述光纤陀螺110和所述星敏感器120相连的第一子滤波器150、分别与所述光纤陀螺110和所述导星器130相连的第二子滤波器160、分别与所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160相连的信息分配模块140、与所述光纤陀螺110相连的姿态预估模块171、分别与所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160相连的数据融合模块172，以及分别与所述姿态预估模块171和所述数据融合模块172相连的姿态修正模块173。
在本发明的一个实施例中，所述光纤陀螺110用于测量卫星三轴角速度(或称姿态角速度)，并且输出卫星三轴角速度且传送至所述姿态预估模块171。星敏感器120用于提供卫星姿态信息，该姿态信息可包括姿态角。并且星敏感器120所输出卫星姿态信息、光纤陀螺110所输出的姿态角速度以及信息分配模块140所输出的第一信息分配系数一起传送到第一子滤波器150，第一子滤波器150基于这些信息生成并输出第一姿态参数误差估计值并传送至数据融合模块172。其中，所述星敏感器120所输出的卫星姿态信息包括四元数及三轴姿态角。
导星器130用于测量卫星姿态相对变化量。并且导星器130所输出的卫星姿态相对变化量、所述光纤陀螺110所输出的姿态角速度以及所述信息分配模块140所输出的第二信息分配系数一起传送到第二子滤波器160，第二子滤波器160基于这些信息生成并输出第二姿态参数误差估计值并传送至所述数据融合模块172。
进一步而言，在该多敏感器(在下文中，将光纤陀螺、星敏感器、导星器统称为多敏感器)融合的过程中，为了满足星敏感器120达不到的高精度，而引入新型的单机导星器130。所述导星器130在测量精度上比所述星敏感器120高一个量级。所述导星器130本质上为光学器件。在轨过程中，可以通过亮星在其探测器焦平面上的像点及其变化情况，解算出卫星的姿态变化。所述导星器130输出自身筛选的星点坐标通过星点提取算法，以解算获得星点坐标，然后通过数据处理得到星点在探测器上的矢量信息。需要注意的是所述导星器130并不输出卫星的绝对姿态，而是输出卫星姿态相对变化量。
所述数据融合模块172分别与所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160相连，用于根据第一姿态参数误差估计值和第二姿态参数误差估计值，进行数据信息融合，以获得误差状态变量全局估计值。
所述姿态修正模块173分别与所述姿态预估模块171和所述数据融合模块172相连，用于根据所述数据融合模块172的误差状态变量全局估计值，对所述姿态预估模块171输出的姿态预估值进行修正，从而得到修正后的卫星姿态信息，包括姿态角及姿态四元数。
在本发明的一个实施例中，所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160可以是联邦卡尔曼滤波器。在其他部分实施例中，所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160也可以是其他类型的滤波器。
在本发明的一个实施例中，所述姿态预估模块171与所述信息分配模块140相连，用于控制所述信息分配模块140中的第一信息分配系数和所述第二信息分配系数。所述第一信息分配系数和所述第二信息分配系数相加等于1，可以消除子滤波器之间由于公用的光纤陀螺信息所带来的相关性，各自滤波器可以独立进行滤波。而在其他实施例中，所述信息分配模块直接控制第一信息分配系数和第二信息分配系数。如图1所示，第一信息分配系数为
光纤陀螺110输出的角速度信息(包括角速度信息及三轴角速度)作为系统的状态信息来利用，光纤陀螺110同时参与了两个子滤波器(即，第一子滤波器和第二子滤波器)的滤波，其信息由两个子滤波器共同分享，满足信息守恒原理在各子滤波器之间进行分配：
其中，
所述第一信息分配系数和第二信息分配系数符合信息守恒定律。根据所述第一子滤波器150和所述第二子滤波器160对所述卫星平台数据动态融合系统的影响大小不同而分配不同的第一信息分配系数和第二信息分配系数。例如，所述星敏感器120的敏感系数较小，精度较低，对所述系统影响较小，因此，对第一信息分配系数设定相对较小的值。而导星器130的敏感系数较大，精度较高，对所述系统影响较大，因此，对第二信息分配系数设定相对较小的值。本发明对第一信息分配系数和第二信息分配系数的分配需根据实际情况而定，而并非限于上述所举例的情况。
另外，在本发明的实施例中，所述姿态预估模块171、数据融合模块172以及姿态修正模块173均设置在同一主滤波器170中。
在导星器130、星敏感器120、光纤陀螺110的数据融合算法中，采用导星器130作为姿态敏感器件。考虑到所述导星器130的测量精度虽然比所述星敏感器120要高出一个量级，但是所述导星器130由于内部没有星图匹配，只能测到卫星姿态的相对变化量，并不能得到卫星的绝对姿态。而所述星敏感器120虽然可以敏感卫星的绝对姿态，但是测量精度不够，因此，需要二者互相结合并形成互补，才能有效的实现任务需求。另外，所述导星器130虽然测量精度高，但是其存有输出频率慢的不足之处，因此需要对所述导星器130的数据输出做相应的插值处理，以满足算法上的需求。
本发明所述卫星平台数据动态融合系统中的卫星定姿部件通过选用星敏感器120、导星器130和光纤陀螺110，以输出姿态角信息(姿态四元数及姿态角)和姿态角速度信息(三轴角速度)，将这些不同形式、不同频率的信息综合利用，进而获得更高精度的姿态信息，并通过数据融合算法以及所设计的联邦卡尔曼滤波器，以将光纤陀螺作为公共参考系统，组合形成光纤陀螺/星敏感器与光纤陀螺/导星器两个子系统。以光纤陀螺输出的姿态角速度作为各子滤波器(第一子滤波器和第二子滤波器)的公共状态，各子滤波器利用各自敏感器的测量信息给出公共状态的局部估计并输入到主滤波器，主滤波器对子滤波器的局部估计进行融合，得到光纤陀螺姿态的误差状态全局估计值，然后再去校正光纤陀螺得出的姿态参数(姿态预估值)，从而获得卫星的三轴姿态信息。这样，就实现了卫星高精度、高可靠性的定姿需求。
图2示出根据本发明一个实施例的利用卡尔曼滤波器进行卫星平台数据动态融合计算的示意图。参见图2，在得到各个敏感器(例如，光纤陀螺、星敏感器、导星器)的测量信息后，进行姿态预估计、滤波观测量计算和滤波状态方程建立，分别建立两个子系统的状态方程，即子系统1和子系统2，对各自的状态方程引入卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波算法是要先将状态方程做离散化处理，然后通过递推公式进行一步预测，这是卡尔曼滤波算法的固定步骤，之后对两个系统进行信息融合，最后进行姿态校正，进而获得卫星的姿态信息。
本发明还提供一种卫星平台数据动态融合方法，该方法采用卫星平台数据动态融合系统。图3示出根据本发明的一个实施例的卫星平台数据动态融合方法的流程图。
首先，在步骤s210、光纤陀螺输出卫星姿态角速度至姿态预估模块。
在步骤s220、将星敏感器所输出的卫星姿态信息、所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及信息分配模块所输出的第一信息分配系数一起输入第一子滤波器，以获得第一姿态参数误差估计值，并且传送至数据融合模块。
步骤s230、将导星器所输出的卫星姿态相对变化量、所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及所述信息分配模块所输出的第二信息分配系数一起输入第二子滤波器，以获得第二姿态参数误差估计值，并且传送至所述数据融合模块。
步骤s240、数据融合模块对所接收到的第一姿态参数误差估计值和第二姿态参数误差估计值进行数据信息融合，并且获得误差状态变量全局估计值。
步骤s250、通过所述误差状态变量全局估计值对所述姿态预估模块所输出的姿态预估值进行修正，以获得卫星的姿态信息。
以下将结合图1至图3对上述步骤进行详细说明。
步骤s210：光纤陀螺输出卫星角速度至姿态预估模块。
所述光纤陀螺所输出的姿态角速度为一公共参数值。该光纤陀螺可以分别与其他敏感器组成“光纤陀螺+星敏感器”和“光纤陀螺+导星器”，以分别对应两个子滤波器(第一子滤波器和第二子滤波器)，各个子滤波器相互独立。
步骤s220：通过星敏感器所输出的卫星姿态信息和所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及信息分配模块所输出的第一信息分配系数一起输入到第一子滤波器，以获得第一姿态参数误差估计值，并且传送至数据融合模块。
步骤s230：通过导星器所输出的卫星姿态相对变化量和所述光纤陀螺所输出的姿态角速度以及所述信息分配模块所输出的第二信息分配系数一起输入至第二子滤波器，以获得第二姿态参数误差估计值，并且传送至所述数据融合模块。
通过上述步骤s220至步骤s230可知，所述光纤陀螺所输出的姿态角速度作为两个子滤波器的公共参数值，各个敏感器(例如星敏感器和导星器)进行测量分别输出卫星姿态信息、卫星姿态相对变化量，并且分别与姿态角速度以及相对应的第一信息分配系数和第二信息分配系数一起输入相应的子滤波器，以获得相应第一和第二姿态参数误差估计值，即提供光纤陀螺的局部估计值。所述第一信息分配系数和第二信息分配系数相加等于1，可以消除子滤波器之间由于公用的光纤陀螺信息所带来的相关性，各自滤波器的滤波可以独立进行。
步骤s240：通过所述数据融合模块所接收到的第一姿态参数误差估计值和第二姿态参数误差估计值进行数据信息融合，并且获得误差状态变量全局估计值。
当获得光纤陀螺的误差状态变量全局估计值后，将该误差状态变量全局估计值与姿态预估值进行融合。
步骤s250：通过所述误差状态变量全局估计值对所述光纤陀螺进行校正，以获得卫星姿态参数。
根据误差状态变量全局估计值对光纤陀螺进行校正，以获得卫星姿态参数，进一步获得卫星的三轴姿态信息。
在步骤s210执行之前，可以进一步包括以下多个步骤，用于判断多个敏感器的有效性。图4示出根据本发明的一个实施例的判断多个敏感器的有效性的方法的流程图。
在步骤s201：分别判断所述光纤陀螺的第一标志位、所述星敏感器的第二标志位、所述导星器的第三标志位是否有效。若判断出第一标志位、第二标志位以及第三标志位均无效，则停止所述融合方法的执行。
在步骤s202：若所述第一标志位、第二标志位和第三标志位均为有效，则分别判断所述光纤陀螺与星敏感器之间形成的第一标准差、所述光纤陀螺与导星器之间形成的第二标准差是否分别在预设定的第一阈值范围、第二阈值范围之内。
在本实施例中，第一阈值范围和第二阈值范围均为e＝5/57.3rad。当s1<e时，星敏感器有效；当s2<e时，导星器有效。
第一标准差为
第二标准差为
其中，
步骤s203：若是，则确定所述光纤陀螺、星敏感器、导星器为有效。
通过执行步骤s201至步骤s203，以便对卫星姿态测量的多敏感器的有效性进行仲裁判断，从而选择有效的敏感器数据信息与光纤陀螺的输出信息进行数据信息融合。例如，光纤陀螺与星敏感器之间形成的第一标准差、光纤陀螺与导星器之间形成的第二标准差中任一标准差满足相应的预设定的第一阈值范围、第二阈值范围，那么该标准差所对应的光纤陀螺和相应的敏感器为有效。
例如，在所述数据融合模块中，获得该标准差所对应的姿态参数误差估计值，并且进行数据融合，以获得所述光纤陀螺的误差状态变量全局估计值，从而在所述姿态修正模块中通过所述误差状态变量全局估计值对姿态预估值进行校正，并且获得光纤陀螺的姿态参数，进而获得卫星的姿态信息。当然，若所述光纤陀螺与星敏感器之间形成的第一标准差、所述光纤陀螺与导星器之间形成的第二标准差中两个标准差均满足相应的预设定的第一阈值范围、第二阈值范围，那么该两个标准差所对应的光纤陀螺和相应两个敏感器为有效。在所述数据融合模块中，获得两个标准差所对应的姿态参数误差估计值，并且进行数据融合，以获得所述光纤陀螺的误差状态变量全局估计值，从而在所述姿态修正模块中通过所述误差状态变量全局估计值对姿态预估值进行校正，并且获得光纤陀螺的姿态参数，进而获得卫星的姿态信息。
尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。