一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法与流程

本发明涉及航天器姿轨控制领域，特别涉及一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法。

背景技术：

星敏作为航天器姿轨控系统的关键测量部件，且作为卫星的姿态测量基准，一般卫星配置2到4台星敏。由于在轨热环境等因素影响，星敏和星敏之间的系统误差往往表现为轨道周期特性，变形量级一般不超过0.1°。

当需要采用多星敏数据融合提高卫星姿态测量精度时，需要对实时消除星敏之间系统误差。传统解决星敏之间热变形方法主要有两种：

第一种是采用低通滤波原理，实时计算两星敏之间系统误差，并补偿，这种方法可以解决正常情况下的星敏基准切换带来姿态跳变问题，一旦其中一个星敏长时间故障，由于无法获取实时的星敏之间系统误差新息，低通滤波得到的星敏之间系统误差时效性得不到保证，两星敏基准姿态不再匹配(此时切换星敏，仍会有姿态小幅跳变)。

第二种是地面通过计算一整轨星敏间变形参数，以多阶多项式或三角函数的方式对这些参数进行拟合，并上注星上，可以解决第一种方法的弊端。但是，随着轨道及光照条件的缓慢演变，星敏间系统误差也会缓慢变化，为了保证星敏间系统误差补偿的精确性，需要定期获取在轨数据，处理，生成参数上注，给地面测控人员带来较大的工作量。此外，系统误差补偿精度受上注频次限制，补偿效果不够理想。

为了解决上述方法的不足，发明一种星敏之间系统误差在线辨识与补偿方法。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，解决传统方法自主程度不够好，精度不够高的问题。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，其特点是，包含：

s1，将轨道等分为n份，并得到n+1个样点；

s2，若航天器的当前位置处于样点，计算当前时刻，待补偿星敏与基准星敏之间的姿态转移四元数，并计算所述的姿态转移四元数与标称姿态转移四元数的偏差，得到所述的待补偿星敏与基准星敏的系统误差；

s3，基于所述的n+1个样点，采用线性插值算法，反演得到轨道任任意位置待补偿星敏与待补偿星敏与基准星敏的系统误差，并进行补偿。

所述的步骤s1具体为：

按照等分原则，建立一补偿维度为n+1的列向量，其向量编号为0，1…n，代表一由n+1个样点构成的补偿表，其中第0个和第n个样点处于轨道的同一位置，设此位置对应的轨道幅角ut＝0。

所述的步骤s2包含：

s2.1，计算k_整，k_余，k_整＝ut/(360/n)的整数部分，k_余＝ut/(360/n)的余数部分；

s2.2，判断k_余是否处于[0,a]，其中，a小于72/n，若是，则执行步骤s2.3.1；

s2.3.1，设基准星敏待为第一星敏，待补偿星敏为第二星敏，计算第一星敏到第二星敏的转换四元数：

其中：qis1^-1是qis1四元数求逆，qis1和qis2分别为第一星敏和第二星敏的测量值；

s2.3.2，根据第一星敏和第二星敏之间的理论转换四元数和测量转换四元数，计算第二星敏的安装四元数偏差：

其中，qs'2s'1为从第二星敏到第一星敏的理论转换四元数，为已知常值；

s2.3.3，将第二星敏安装误差四元数qs'2s2累加，将用于第二星敏安装误差四元数qs'2s2的计数器cnt_q_jf累加；

s2.3.4，将用于判断第二星敏的安装四元数偏差是否已更新的标志位bz清零；bz＝0表示本次补偿表还未更新，系统继续采集用于辨识的数据样本；bz＝1表示本次补偿表已更新过，系统不要重复更新。

在所述的步骤s2.2中，若k_余处于[b,c]，其中，b大于a，c小于360/n，则执行步骤s2.4：

s2.4，判断标志位bz是否为1，如果是，结束流程退出，否则，跳转至步骤s2.5；

s2.5，更新补偿表中对应序号的样点：q(k_整)/(n)＝ηqs'2s2+(1-η)q(k_整)/(n-1)，其中，qs'2s2＝qs'2s2/cnt_q_jf，cnt_q_jf清零，η∈[0,1]，表征更新系数；并将bz置1；

s2.6，判断处于补偿表第一个元素，如果是，则跳至s2.7；

s2.7，将第0个点补偿表内容赋值给第n个点，结束流程退出。

6.如权利要求1所述的星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，其特征在于，所述的步骤s3具体包含：

s3.1，采用插值法计算当前时刻第二星敏的安装误差四元数：

s3.2，对第二星敏2测量四元数进行补偿：

其中，为第二星敏测量估计值，qis2为第二星敏的原始测量值。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

1、通过样点在线记录方式，得到了全轨道上星敏相对系统误差演变情况，解决了当某星敏长时间无效情况下，星敏间基准不匹配问题。

2、采用样点实时自主更新的方式，实现了星敏之间相对变形的在线辨识，解决了需要定期上注参数以及精度不高的问题。

附图说明

图1为本发明一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法的流程图；

图2为本发明第二星敏误差在线辨识流程图；

图3为本发明第二星敏误差补偿流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1～3所示，一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，包含：

s1，将轨道等分为n份，并得到n+1个样点；

s2，若航天器的当前位置处于样点，计算当前时刻，待补偿星敏与基准星敏之间的姿态转移四元数，并计算所述的姿态转移四元数与标称姿态转移四元数的偏差，得到所述的待补偿星敏与基准星敏的系统误差；

s3，基于所述的n+1个样点，采用线性插值算法，反演得到轨道任任意位置待补偿星敏与待补偿星敏与基准星敏的系统误差，并进行补偿。

在具体实施例，上述的步骤s1具体为：

按照等分原则，建立一补偿维度为n+1的列向量，向量编号为0，1…n，代表一由n+1个样点构成的补偿表，其作用是用于记录两星敏之间的系统偏差信息，其中第1个和第n个样点处于轨道的同一位置，设此位置对应的轨道幅角ut＝0，本实施例中n＝90，卫星轨道幅角ut取值范围为[0,360°)，在轨道幅角上每4°取一个样点，共91个点，其序号依次为0，1…90，其中，第0和第90个点处于轨道上同一个位置，均为ut＝0。

两星敏间系统偏差样点表(补偿表)

所述的步骤s2包含：

s2.1，计算k_整，k_余，k_整＝ut/(360/n)的整数部分，k_余＝ut/(360/n)的余数部分，本实施例中k_整＝ut/4的整数部分，其值域为[0,89](无量纲)；k_余＝ut/4的余数部分，其值域为[0,4)(单位°)；

s2.2，判断k_余是否处于[0,a]，其中，a小于72/n，a的默认值取0.5(单位°)，变化范围可设置为0.1～0.5之间，若是，则执行步骤s2.3.1；

s2.3.1，设基准星敏待为第一星敏，待补偿星敏为第二星敏，计算第一星敏到第二星敏的转换四元数：

其中：qis1^-1是qis1四元数求逆，qis1和qis2分别为第一星敏和第二星敏的测量值；

s2.3.2，根据第一星敏和第二星敏之间的理论转换四元数和测量转换四元数，计算第二星敏的安装四元数偏差：

其中，qs'2s'1为从第二星敏到第一星敏的理论转换四元数，为已知常值；

s2.3.3，将第二星敏安装误差四元数qs'2s2累加，将用于第二星敏安装误差四元数qs'2s2的计数器cnt_q_jf累加；

s2.3.4，将用于判断第二星敏的安装四元数偏差是否已更新的标志bz清零，bz＝0表示本次补偿表还未更新，系统继续采集用于辨识的数据样本；bz＝1表示本次补偿表已更新过，系统不要重复更新。

在所述的步骤s2.2中，若k_余处于[b,c]，其中b＝0.6，c＝0.7，则执行步骤s2.4：

s2.4，判断标志位bz是否为1，如果是，结束流程退出，否则，跳转至步骤s2.5；

s2.5，更新补偿表中对应序号的样点：q(k_整)/(n)＝ηqs'2s2+(1-η)q(k_整)/(n-1)，其中，qs'2s2＝qs'2s2/cnt_q_jf，η∈[0,1]，表征更新系数，(默认值为1，可注数更改，取值范围为0～1)；下标n-1与n仅是为了表达同一变量，在软件中上节拍和当前节拍的区别，并无别的地址含义；同时将标志位bz置为1；

s2.6，判断处于补偿表第一个元素，如果是，则跳至s2.7；

s2.7，将第0个点补偿表内容赋值给第90个点，结束流程退出。

在具体实施里中，所述的步骤s3具体包含：

s3.1，采用插值法计算当前时刻第二星敏的安装误差四元数：

即有

s3.2，对第二星敏2测量四元数进行补偿：

其中，为第二星敏测量估计值，qis2为第二星敏的原始测量值。

qs'2s2为某节拍计算得到的第二星敏安装误差四元数；q(k_整)为某个补偿表样点附近，经节拍qs'2s2取平均后，辨识出的第二星敏安装误差四元数，存放在表格中；本处出现的q：是在补偿表所有元素均辨识后，系统通过两相邻样点q(k_整)和q(k_整+1)，通过线性插值算法，反演出本弧段所有点的第二星敏安装误差四元数。

综上所述，本发明一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，解决传统方法自主程度不够好，精度不够高的问题。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。