一种超高精度导星敏感器姿态确定的方法与流程

本申请涉及卫一种航天测量与控制方法，具体涉及一种超高精度导星敏感器确定姿态的方法

背景技术

星敏感器(fineguidancesensor)是当今航天飞行器中广泛采用的一种高精度、高可靠性的姿态测量部件。星敏感器工作于实时动态测量模式，其通常测量精度约为3角秒。然而，为了实现亚角秒级，即小于1角秒的姿态确定，传统的星敏感器已无法满足其测量精度要求。

现有技术能够实现亚角秒测量精度的导星敏感器(fineguidancesensor，简称fgs)，则需要通过调用预先储存在导星敏感器中的庞大的星表数据库来完成。由于宇宙中星等高于18等的恒星数以亿计，整理星表并进行数据裁剪必然耗费大量的人力和时间；同时星表数据量往往超过40g；如果预先存储在导星敏感器中，并在如此庞大的数据库中检索、匹配恒星位置，然后输出超高精度姿态数据，必然需要设计复杂的星图匹配算法，同时对处理器提出极高的处理能力要求，不但提高了算法复杂度，增加计算时间，而且数据更新率难以提高，无法适应目前卫星高精度高稳定度且高频姿态信息输出的要求。

为了满足航天器越来越高的定姿及姿态稳定度要求，同时节省星上资源，避免星图匹配复杂算法，提高数据更新率，本领域迫切需要一种无需预存星表和星图匹配算法的超高精度导星敏感器建模及姿态确定的方法。

技术实现要素：

本申请之目的在于提供一种超高精度导星敏感器姿态确定的方法。

为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。

本发明将fgsccd上的恒星像点质心位置映射到vt坐标系中；然后计算vt坐标系下x、y和z三轴方向的姿态偏差；再然后计算相对姿态偏差四元数；和最后计算绝对姿态。

与现有技术相比，本申请的有益效果在于提供了一种无需预存星表和星图匹配算法的超高精度导星敏感器建模及姿态确定的方法。

附图说明

图1是本申请的ccd安装及相应坐标系的示意图。

图2是恒星在ccd上所成像斑的示意图。

图3是航天器本体系和vt坐标系关系的示意图。

具体实施方式

下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。

如图1所示，在光学望远镜(visibletelescope，简称vt)光耦合装置(charge-coupleddevice，简称ccd)探测器(vtccd)上下两侧分别设计导星敏感器光耦合装置探测器1(fgsccd1)和导星敏感器光耦合装置探测器2(fgsccd2)。

vt坐标系定义：以光学望远镜光耦合装置探测器(vtccd)的中心为原点o，它的行和列方向分别为x和y轴方向，z轴方向由右手定则确定。

一颗恒星star通过光学镜头在fgsccd1上成的像点为s1，b、c分别为像点s1在x、y轴上的映射；由b指向光学镜头中心o’的矢量与z轴夹角为θ，由c指向光学镜头中心o’的矢量与z轴夹角为镜头焦距f＝oo’。

fgsccd1坐标系定义：以fgsccd1的中心为原点o1，它的行和列方向分别为x1和y1轴方向，z1轴方向由右手定则确定。o1在vt坐标系内的坐标为(lx1,ly1,0)，坐标轴y1与坐标轴y的夹角为γ1。

fgsccd2坐标系定义：以fgsccd2的中心为原点o2，它的行和列方向分别为x2和y2轴方向，z2轴方向由右手定则确定。o2在vt坐标系内的坐标为，坐标轴y2与坐标轴y的夹角为γ2。

姿态解算流程：

(1)将fgsccd上的恒星像点质心位置映射到vt坐标系中

设fgsccd1上恒星像点质心位置在fgsccd1坐标系内坐标为s1(xfgs1,yfgs1)，fgsccd2上恒星像点质心位置在fgsccd2坐标系内坐标为s2(xfgs2,yfgs2)，其中，1、2表示ccd1和ccd2。

定义s'1(xvt1,yvt1)和s'2(xvt2,yvt2)分别是fgsccd上恒星像点s1(xfgs1,yfgs1)和s2(xfgs2,yfgs2)在vt坐标系内的投影，用以下公式将fgsccd上恒星像点质心位置转换到vt坐标系中：

其中，i＝1,2(公式1)

其中，lxpixel为恒星像点区域的在x方向的长度，lypixel为恒星像点区域在y方向的长度；

(2)计算vt坐标系下x，y，z三轴方向的姿态偏差

恒星第1帧像点位置坐标用上标1标识，第n帧像点位置坐标用上标n标识。

恒星第n帧像点的位置和第1帧像点的位置在vt坐标系的x，y轴坐标上存在以下关系：

其中，δψ是vt坐标系内z轴方向的姿态偏差，其计算公式如下：

其中，(xvti,yvti)i＝1,2为两个恒星像点在vt坐标系中的坐标，其通过公式1换算得到；

其中，上标t表示矩阵的转置。

矩阵转置定义：设a为m×n矩阵，第i行第j列的元素是a(i,j)，即a＝a(i,j)，定义a的转置为一个n×m矩阵b，满足b＝a(j,i)，记为a^t＝b。

由上述公式2可推导出，恒星第n帧像点与第1帧像点位置的位移量的计算公式如下：

其中，上标t表示矩阵的转置。

vt坐标系下x和y轴方向的姿态偏差的计算公式如下：

(单位弧度)

而其在vt坐标系下的矩阵转置则为vt坐标系xyz三轴下的姿态偏差角。通过上述公式计算得到的该姿态偏差角的真实值和测量值之间的误差最小可达0.3角秒(由fgs硬件性能决定)。

(3)计算相对姿态偏差四元数

通过“3-1-2”旋转欧拉角转四元数，计算其对应的姿态偏差四元数dqfgs；

“3-1-2”旋转欧拉角转四元数公式：

航天器本体坐标系定义：以航天器质心为原点ob，xb垂直于底板向上，zb平行于底板，由原点ob指向h01，yb由右手定则确定。

vt坐标系与航天器本体坐标系关系如图3所示。

用以下公式计算航天器本体系下导星姿态偏差四元数用上标b表示：

其中，avt是vt在航天器上的安装矩阵，q(avt)为avt对应的安装四元数，q(avt)＝[-0.5-0.5-0.50.5]^t。

由安装矩阵到安装四元数的计算：

设安装矩阵为安装四元数q＝[q1q2q3q4]^t

则

由以下公式确定q1，q2，q3的符号

其中

为四元数乘法，其具体定义如下：

假设q＝[q1,q2,q3,q4]^t，q＝[q1′,q2′,q3′,q4′]^t，则

(4)绝对姿态计算

第n帧基于fgs输出的绝对姿态由下式得到：

其中，为星敏感器第1帧测量得到的绝对四元数，且测量值和实际值的误差约为3角秒；为fgs与星敏感器之间的转换四元数，即

本算法只用到星敏感器第1帧数据作为绝对姿态的依据，误差在角秒量级上，在计算相对稳定度时可以扣除，因此姿态确定误差水平由fgs决定，可比星敏感器提高一个量级，达到0.3角秒(3σ)。同时，本设计未使用星图匹配，大大简化算法和运算量，适用于绝对指向要求宽松，相对稳定度要求极高的航天器。

上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。