一种陀螺仪死区的在线辨识方法与流程

1.本发明是涉及一种卫星控制系统在轨风险识别领域，尤其涉及一种陀螺仪区死区的在线辨识方法。


背景技术：

2.陀螺仪的死区是指陀螺仪输入轴(ira)上的输入角速度在某个区间范围内时，陀螺仪无法敏感到输入角速度，该区间称为陀螺仪的死区。陀螺仪的死区是一个包含零的区间[p,q]，其中p<0称为陀螺仪的反转死区，q>0称为陀螺仪的正转死区。
[0003]
陀螺仪死区传统的测量方式有两种：
[0004]
(1)速率转台法
[0005]
将待测陀螺仪放置在倾斜转台上，倾斜转台使待测陀螺仪的ira在转动的时候始终与地球自转轴垂直，让陀螺仪敏感不到地球自转角速度。然后给陀螺仪施加由大至小的旋转角速度，直至陀螺仪敏感不出转台施加的角速度。
[0006]
(2)回转台法
[0007]
将待测陀螺仪水平放置在转台上，通过调整陀螺仪ira与当地北的夹角关系，即改变地球自转角速度在ira上的分量，从而测量出陀螺仪的死区。
[0008][0009]
其中ω0为地球自转角速度在陀螺仪ira上的分量，ω
e
为地球自转角速度，为当地纬度，θ为ira与当地北的夹角。
[0010]
传统的陀螺仪死区测量方法表现出如下缺点：
[0011]
两种传统的测量方法中，陀螺仪均需放置在转台上，只能适用于未装载在卫星前的阶段。一旦陀螺仪装载在卫星平台上后，受平台尺寸限制或者平台运行环境限制，该方法将不再适用。


技术实现要素：

[0012]
本发明的目的在于提供一种陀螺仪死区的在线辨识方法，能够不借助测试转台，对在轨卫星的陀螺仪死区进行辨识，从而为卫星可靠运行提供数据支撑。
[0013]
为了达到上述目的，本发明提供了一种陀螺仪死区的在线辨识方法。
[0014]
在测量近圆轨道下已处于在线使用状态的x陀螺仪和z陀螺仪时，包含以下步骤：
[0015]
s1：使用除陀螺仪以外的高精度姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态；
[0016]
s2：若待测陀螺仪为x陀螺仪，则进入s3，若待测陀螺仪为z陀螺仪，则进入s6；
[0017]
s3：设定卫星绕轨道系z轴的第一正向偏置角度α，α由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα，当α小于第一临界角度时，ωsinα小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α变化而变化，当α增大至第一临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α，记录此时α角为第一角度α1，进入s4；
[0018]
s4：设定卫星绕轨道系z轴的第一反向偏置角度α’，α’由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα’，当α’小于第二临界角度时，ωsinα’小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α’变化而变化，当α’增大至第二临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α’，记录此时α’角为第二角度α2，进入s5；
[0019]
s5：则x陀螺仪的死区为(
‑
ωsinα1，ωsinα2)；
[0020]
s6：设定卫星绕轨道系x轴的第二正向偏置角度β，β由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量大小为ωsinβ，当β小于第三临界角度时，ωsinβ小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β变化而变化，当β增大至第三临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大β，记录此时β角为第三角度β1，进入s7；
[0021]
s7：设定卫星绕轨道系x轴的第二反向偏置角度β’，β’由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量大小为ωsinβ’，当β’小于第四临界角度时，ωsinβ’小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β’变化而变化，当β’增大至第四临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大β’，记录此时β’角为第四角度β2，进入s8；
[0022]
s8：则z陀螺仪的死区为(
‑
ωsinβ2，ωsinβ1)。
[0023]
所述近圆轨道的偏心率小于0.0001。
[0024]
一种陀螺仪死区的在线辨识方法，其特征在于，在卫星运行轨道为近圆轨道或椭圆轨道下测量已处于在线使用状态的x、y、z陀螺仪时，包含以下步骤：
[0025]
s1：使用除陀螺仪以外的高精度姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态，由轨道信息确定当前轨道的角速度ω的范围为[ω
min
，ω
max
]；
[0026]
s2：若待测陀螺仪为x陀螺仪，则进入s3，若待测陀螺仪为z陀螺仪，则进入s6；
[0027]
s3：设定卫星绕轨道系z轴的第一正向偏置角度α，α由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量为ωsinα，当α小于第一临界角度时，ωsinα小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α变化而变化，当α增大至第一临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α，记录此时α角为第一角度α1，进入s4；
[0028]
s4：设定卫星绕轨道系z轴的第一反向偏置角度α’，α’由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量为ωsinα’，当α’小于第二临界角度时，ωsinα’小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α’变化而变化，当α’增大至第二临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α’，记录此时α’角为第二角度α2，取ν
x
＝min{|
‑
ω
min
sinα1|，|ω
min
sinα2|}，进入s5；
[0029]
s5：选取卫星绕轨道系z轴的第三正向偏置角度α3，使得
‑
ω
min
sinα3<
‑
ω
max
sinα1，或选取卫星绕轨道系z轴的第三反向偏置角度α4，使得ω
max sinα2<ω
min
sinα4，此时测得x陀螺仪的陀螺零漂ηx，进入s9；
[0030]
s6：设定卫星绕轨道系x轴的第二正向偏置角度β，β由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量为ωsinβ，当β小于第三临界角度时，ωsinβ小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β变化而变化，当β增大至第三临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大β，记录此时β角为第三角度β1，进入s7；
[0031]
s7：设定卫星绕轨道系x轴的第二反向偏置角度β’，β’由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量为ωsinβ’，当β’小于第四临界角度时，ωsinβ’小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β’变化而变化，当β’增大至第四临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增
大，此时停止增大β’，记录此时β’角为第四角度β2，取ν
z
＝min{|
‑
ω
max
sinβ2|，|ω
max
sinβ1|}，进入s8；
[0032]
s8：选取卫星绕轨道系x轴的第四正向偏置角度β3，使得ω
max
sinβ1<ω
min
sinβ3，或选取卫星绕轨道系x轴的第四反向偏置角度β4，使得
‑
ω
min
sinβ4<
‑
ω
max
sinβ2，此时可测得z陀螺仪的陀螺零漂ηz，进入s11；
[0033]
s9、选取地面修正值在x轴的分量ζ
x
＝ζ
x1
，使得0<ζ
x1
<ν
x
‑
η
x
,令地面修正值在z轴的分量ζ
z
＝0进入子流程计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
，即为x陀螺仪的反转死区；
[0034]
s10、选取ζ
x
＝ζ
x2
，使得
‑
ν
x
‑
η
x
<ζ
x2
<0,令ζ
z
＝0进入子流程计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
，即为x陀螺仪的正转死区；
[0035]
s11、令ζ
x
＝0，选取ζ
z
＝ζ
z1
使得0<ζ
z1
<ν
z
‑
η
z
,进入子流程计算时间t内卫星在z轴的平均角速度m
z
，即为z陀螺仪的反转死区；
[0036]
s12、令ζ
x
＝0，选取ζ
z
＝ζ
z2
使得
‑
ν
z
‑
η
z
<ζ
z2
<0,进入子流程计算时间t内卫星在z轴的平均角速度m
z
，即为z陀螺仪的正转死区。
[0037]
其中，所述子流程步骤为：
[0038]
步骤1：使用陀螺以外的其他姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态，测量三轴姿态信息；
[0039]
步骤2：将陀螺积分算法中的地面修正值在x轴、z轴上的分量分别设置为ζ
x
和ζ
z
；
[0040]
步骤3：将步骤1中其他姿态敏感器测量出来的三轴姿态信息赋给陀螺积分算法作为积分初值；
[0041]
步骤4：卫星的姿态基准由其他敏感器基准切换至陀螺，由对陀螺积分算法输入值积分计算出的陀螺积分角作为卫星的姿态控制基准；
[0042]
步骤5：持续一段时间t后，使用其他姿态敏感器测量出在该段时间内卫星x轴或z轴的姿态偏差
△
x或
△
z；
[0043]
步骤6：计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
＝
△
x/t或一段时间内卫星在z轴的平均角速度m
z
＝
△
z/t。
[0044]
所述陀螺积分算法输入值为陀螺仪输出值和地面修正值ζ之和。
[0045]
所述陀螺仪输出值为陀螺仪感应角速度、陀螺仪零漂η和测量噪声三项之和。
[0046]
所述陀螺仪的输入角速度处于陀螺仪死区范围内时，陀螺仪感应角速度和陀螺仪零漂η均为零，陀螺仪输出值仅包含测量噪声。
[0047]
所述陀螺测量噪声为白噪声，随时间积分结果近似为零。因此陀螺仪的输入角速度在陀螺仪死区范围内时，陀螺积分算法的输入值可视为仅包含地面修正值ζ。
附图说明
[0048]
图1为本发明中方法一中卫星绕轨道系z轴的第一正向偏置角度α后轨道角速度在x陀螺仪上分量示意图；
[0049]
图2为本发明中方法一中卫星绕轨道系z轴的第一反向偏置角度α’后轨道角速度在x陀螺仪上分量示意图；
[0050]
图3为本发明中方法一中卫星绕轨道系x轴的第二正向偏置角度β后轨道角速度在z陀螺仪上分量示意图；
[0051]
图4为本发明中方法一中卫星绕轨道系x轴的第二反向偏置角度β’后轨道角速度在z陀螺仪上分量示意图；
[0052]
图5为本发明中方法二中测量陀螺仪反转死区的原理图；
[0053]
图6为本发明中方法二中测量陀螺仪正转死区的原理图。
具体实施方式
[0054]
以下结合附图，通过实施例对本发明的技术内容、构造特征、所达成的目的及功效作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
[0055]
陀螺仪的死区可写作[p，q]，p<0为陀螺仪的反转死区，q>0为陀螺仪的正转死区。
[0056]
如果卫星是偏心率小于0.0001的近圆轨道，轨道角速度为ω，待测陀螺仪为x陀螺仪或z陀螺仪，则可以使用下述方法辨识陀螺仪死区。
[0057]
s1：使用陀螺仪以外的其他高精度姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态，进入s2；
[0058]
s2：如果待测陀螺仪为x陀螺仪，进入s3。如果待测陀螺仪为z陀螺仪，进入s6；
[0059]
s3：设定卫星绕轨道系z轴的第一正向偏置角度α，α由0开始增大。轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα，当α小于第一临界角度时，ωsinα小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α变化而变化。当α增大至第一临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，停止增大α，记录此时α角为第一角度α1，进入s4；
[0060]
s4：设定卫星绕轨道系z轴的第一反向偏置角度α’，α’由0开始增大。轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα’，当α’小于第二临界角度时，ωsinα’小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α’变化而变化。当α’增大至第二临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，停止增大α’，记录此时α’角为第二角度α2，进入s5；
[0061]
s5：则x陀螺仪的死区为(
‑
ωsinα1，ωsinα2)；
[0062]
s6：设定卫星绕轨道系x轴的第二正向偏置角度β，β由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量大小为ωsinβ，当β小于第三临界角度时，ωsinβ小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β变化而变化。当β增大至第三临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，停止增大偏置角度β，记录此时偏置角度β为第三角度β1，进入s7；
[0063]
s7：设定卫星绕轨道系x轴的第二反向偏置角度β’，β’由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量大小为ωsinβ’，当β’小于第四临界角度时，ωsinβ’小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β’变化而变化。当β’增大至第四临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，停止增大β’，记录此时β’角为第四角度β2，进入s8；
[0064]
s8：则z陀螺仪的死区为(
‑
ωsinβ2，ωsinβ1)。
[0065]
当卫星的轨道是椭圆轨道时，由于轨道角速度是时变的，那么上述方法的操作性将会降低，此时需利用卫星在单陀螺基准下的运动特性辨识出陀螺仪的死区。虽然椭圆轨道的轨道角速度是时变的，但处于区间[ω
min
，ω
max
]的范围内。
[0066]
由此可以得到以下关系：对于x轴有[
‑
ω
min
sinα1，ω
min
sinα2]∈[p
x
，q
x
]∈[
‑
ω
max
sinα1，ω
max
sinα2]；对于z轴有[
‑
ω
min
sinβ2，ω
min
sinβ1]∈[p
z
，q
z
]∈[
‑
ω
max
sinβ2，ω
max
sinβ1]。
[0067]
取ν
x
＝min{|
‑
ω
min
sinα1|，|ω
min
sinα2|}，显然[
‑
ν
x
，ν
x
]∈[
‑
ω
min
sinα1，ω
min
sinα2]∈[p
x
，q
x
]；同样取ν
z
＝min{|
‑
ω
max
sinβ2|，|ω
max
sinβ1|}，显然[
‑
ν
z
，ν
z
]∈[
‑
ω
min
sinβ2，ω
min
sinβ1]∈[p
z
，q
z
]。
[0068]
当卫星绕轨道系z轴的正向偏置角度大于α1或绕轨道系z轴的反向偏置角度大于α2时，轨道角速度在x轴的分量一定大于x陀螺仪的死区，那么便可以测得x陀螺仪的零漂η
x
。同样，当卫星绕轨道系x轴的正向偏置角度大于β1或绕轨道系z轴的反向偏置角度大于β2时，便可以测得z陀螺仪的零漂η
z
。
[0069]
如图5所示，为本发明中一优选实施例中测量陀螺仪反转死区的原理图，以待测陀螺仪为x陀螺仪为例，当地面修正值在x轴的分量ζ
x
＞0，且满足η
x
与ζ
x
之和处于[
‑
ν
x
，ν
x
]范围内时，可测的陀螺的反转死区。
[0070]
在阶段0，卫星使用其他敏感器基准，卫星处于稳定状态。
[0071]
在阶段1，卫星开始使用陀螺基准，在阶段1起始时刻，陀螺积分角使用阶段0终止时刻其他敏感器赋予的姿态信息，因此在阶段1起始时刻陀螺积分角为0。
[0072]
在阶段1中，由于卫星真实角速度(惯性系下描述)为0，陀螺仪输入角速度在死区范围内，因此陀螺积分算法输入仅包含ζ
x
。由于ζ
x
＞0，因此积分角随时间增长。在该阶段中卫星真实姿态角和真实角速度均为0。
[0073]
到阶段2起始时刻，陀螺积分角触发卫星控制门限上限，卫星的控制系统启动执行机构(如飞轮等)将卫星相对于轨道系零姿态的角度向零调控，即施加负方向角加速度，卫星真实角速度开始负增长。由于该角速度仍处在死区范围内，因此陀螺积分算法输入仅包含ζ
x
，陀螺积分角继续增加。
[0074]
到阶段3起始时刻，卫星真实角速度超过陀螺仪死区，陀螺积分算法的输入项为陀螺仪输出值(陀螺仪感应角速度、η
x
和测量噪声三项之和)与ζ
x
之和。其中，测量噪声随时间积分为零，而陀螺仪感应角速度＜p
x
，且
‑
ν
x
＜η
x
+ζ
x
＜ν
x
，因此陀螺积分算法的输入值为：陀螺仪感应角速度+η
x
+ζ
x
＜x陀螺仪反转死区p
x
+ν
x
＜0，陀螺积分角开始减小。
[0075]
到阶段4起始时刻，陀螺积分角小于卫星控制门限上限，卫星不再输出控制指令，卫星当前真实角速度保持不变，陀螺积分角继续减少。
[0076]
到阶段5起始时刻，陀螺积分角小于卫星控制门限下限，卫星输出正角加速度指令，卫星真实角速度开始增大。
[0077]
到阶段6起始时刻，卫星真实角速度处于陀螺仪死区范围内，陀螺积分算法输入值仅包含ζ
x
，陀螺积分角开始增加。
[0078]
到阶段7起始时刻，陀螺积分角大于控制门限下限，卫星真实角速度保持不变，陀螺积分角继续增加。
[0079]
阶段8与阶段2一致，并以此不断循环。因此平台在单陀螺基准下，卫星x轴会以近似于陀螺仪反转死区p
x
的惯性角速度持续运动。
[0080]
如图6所示，为本发明中一优选实施例测量陀螺仪正转死区的原理图，以待测陀螺仪为x陀螺仪为例，当地面修正值在x轴分量ζ
x
＜0，且满足陀螺仪零漂η
x
+地面修正值ζ
x
之和处于[
‑
ν
x
，ν
x
]范围内时，可测的陀螺的正转死区。
[0081]
在阶段0，卫星使用其他敏感器基准，卫星处于稳定状态。
[0082]
在阶段1，卫星开始使用陀螺基准，在阶段1起始时刻，陀螺积分角使用阶段0终止
时刻其他敏感器赋予的姿态信息，因此在阶段1起始时刻陀螺积分角为0。
[0083]
在阶段1中，由于卫星真实角速度为0，陀螺仪输入角速度在死区范围内，因此陀螺积分算法输入仅包含地面修正值ζ
x
。由于地面修正值ζ
x
＜0，因此积分角随时间减小。在该阶段中卫星真实姿态角和真实角速度均为0。
[0084]
到阶段2起始时刻，积分角触发卫星控制门限下限，卫星的控制系统启动执行机构(如飞轮等)将卫星的角度往零姿态控，即施加正方向角加速度，卫星真实角速度开始正增长。由于该角速度小于x陀螺仪正转死区q
x
，因此陀螺积分算法输入仅包含ζ
x
，陀螺积分角继续减少。
[0085]
到阶段3起始时刻，卫星真实角速度超过陀螺仪死区，陀螺积分算法的输入项为陀螺仪输出值(陀螺仪感应角速度、η
x
和测量噪声三项之和)和ζ
x
之和。其中测量噪声随时间积分为零，而陀螺仪感应角速度＞q
x
，且
‑
ν
x
＜η
x
+ζ
x
＜ν
x
，因此陀螺积分算法的输入值为：陀螺仪感应角速度+陀螺零漂η
x
+地面修正值ζ
x
＞q
x
‑
ν
x
＞0，陀螺积分角开始增加。
[0086]
到阶段4起始时刻，陀螺积分角大于卫星控制门限下限，卫星不再输出控制指令，卫星当前真实角速度保持不变，陀螺积分角继续增加。
[0087]
到阶段5起始时刻，陀螺积分角大于卫星控制门限上限，卫星输出负角加速度指令，卫星真实角速度开始减小。
[0088]
到阶段6起始时刻，卫星真实角速度处于陀螺仪死区范围内，陀螺积分算法输入值仅包含ζ
x
，陀螺积分角开始减小。
[0089]
到阶段7起始时刻，陀螺积分角小于控制门限上限，卫星真实角速度保持不变，陀螺积分角继续减小。
[0090]
阶段8与阶段2一致，并以此不断循环。因此平台在单陀螺基准下，会以近似于ν+的惯性角速度持续运动。
[0091]
综上所述，在卫星运行轨道为近圆轨道(偏心率小于0.0001)或椭圆轨道(偏心率大于等于0.0001)下测量已处于在线使用状态的x、y、z陀螺仪时，包含以下步骤：
[0092]
s1：使用除陀螺仪以外的高精度姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态，由轨道信息确定当前轨道的角速度ω的范围为[ω
min,
ω
max
]；
[0093]
s2：若待测陀螺仪为x陀螺仪，则进入s3，若待测陀螺仪为z陀螺仪，则进入s6；
[0094]
s3：设定卫星绕轨道系z轴的第一正向偏置角度α，α由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα，当α小于第一临界角度时，ωsinα小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α变化而变化，当α增大至第一临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α，记录此时α角为第一角度α1，进入s4；
[0095]
s4：设定卫星绕轨道系z轴的第一反向偏置角度α’，α’由0开始增大，轨道角速度ω在x陀螺仪上的分量大小为ωsinα’，当α’小于第二临界角度时，ωsinα’小于陀螺仪死区，x陀螺仪的输出角速度不随α’变化而变化，当α’增大至第二临界角度时，x陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大α’，记录此时α’角为第二角度α2，取|
‑
ω
min
sinα1|与|ω
min
sinα2|之间的较小值，即取ν
x
＝min{|
‑
ω
min
sinα1|，|ω
min
sinα2|}，进入s5；
[0096]
s5：选取卫星绕轨道系z轴的第三正向偏置角度α3，使得
‑
ω
min
sinα3<
‑
ω
max
sinα1，或者卫星绕轨道系z轴的第三反向偏置角度α4，使得ω
max
sinα2<ω
min
sinα4，此时可测得x陀螺仪的陀螺零漂η
x
，进入s9；
[0097]
s6：设定卫星绕轨道系x轴的第二正向偏置角度β，β由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量为ωsinβ，当β小于第三临界角度时，ωsinβ小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β变化而变化，当β增大至第三临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大β，记录此时β角为第三角度β1，进入s7；
[0098]
s7：设定卫星绕轨道系x轴的第二反向偏置角度β’，β’由0开始增大，轨道角速度ω在z陀螺仪上的分量为ωsinβ’，当β’小于第四临界角度时，ωsinβ’小于陀螺仪死区，z陀螺仪的输出角速度不随β’变化而变化，当β’增大至第四临界角度时，z陀螺仪的输出角速度增大，此时停止增大β’，记录此时β’角为第四角度β2，取|
‑
ω
max
sinβ2|与|ω
max
sinβ1|二者之间的较小值，即取ν
z
＝min{|
‑
ω
max
sinβ2|，|ω
max
sinβ1|}，进入s8；
[0099]
s8：选取卫星绕轨道系x轴的第四正向偏置角度β3，使得ω
max
sinβ1<ω
min
sinβ3，或者卫星绕轨道系x轴的第四反向偏置角度β4，使得
‑
ω
min
sinβ4<
‑
ω
max
sinβ2，此时可测得z陀螺仪的陀螺零漂η
z
，进入s11；
[0100]
s9、选取地面修正值在x轴上的分量ζ
x
＝a1，使得0<a1<ν
x
‑
η
x
,令地面修正值在z轴上的分量ζ
z
＝0进入子流程计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
，即为x陀螺仪的反转死区；
[0101]
s10、选取地面修正值在x轴上的分量ζ
x
＝a2，使得
‑
ν
x
‑
η
x
<a2<0,令地面修正值在z轴上的分量ζ
z
＝0进入子流程计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
，即为x陀螺仪的正转死区；
[0102]
s11、令地面修正值在x轴上的分量ζ
x
＝0，选取ζ
z
＝b1，使得0<b1<ν
z
‑
η
z
,进入子流程计算时间t内卫星在z轴的平均角速度m
z
，即为z陀螺仪的反转死区；
[0103]
s12、令ζ
x
＝0，选取地面修正值在z轴上的分量ζ
z
＝b2使得
‑
ν
z
‑
η
z
<b2<0,进入子流程计算时间t内卫星在z轴的平均角速度m
z
，即为z陀螺仪的正转死区。
[0104]
其中，由于在死区范围内没有零漂，因此，在s5中测零漂时，取卫星绕轨道系z轴的第三正向偏置角度α3，使得
‑
ω
min
sinα3<
‑
ω
max
sinα1，或者卫星绕轨道系z轴的第三反向偏置角度α4，使得ω
max
sinα2<ω
min
sinα4，即偏置后轨道角速度在x轴的分量不处于死区范围内，此时，可以测得零漂η
x
；
[0105]
同理，在s8中测零漂时，取卫星绕轨道系x轴的第四正向偏置角度β3，使得ω
max
sinβ1<ω
min
sinβ3，或者卫星绕轨道系x轴的第四反向偏置角度β4，使得
‑
ω
min
sinβ4<
‑
ω
max
sinβ2，即偏置后轨道角速度在z轴的分量不处于死区范围内，此时，可以测得零漂η
z
。
[0106]
子流程：
[0107]
步骤1：使用陀螺以外的其他姿态敏感器作为姿态基准，使卫星保持为轨道系零姿态，进入步骤2；
[0108]
步骤2：将陀螺积分算法中的地面修正值ζ在x轴、z轴上的分量分别设置为ζ
x
和ζ
z
，进入步骤3；
[0109]
步骤3：将步骤1中其他姿态敏感器测量出来的三轴姿态信息赋给陀螺积分算法作为积分初值，进入步骤4；
[0110]
步骤4：卫星的姿态基准由其他敏感器基准切换至陀螺，由对陀螺测量值积分计算出的陀螺积分角作为卫星的姿态控制基准，进入步骤5；
[0111]
步骤5：持续一段时间t后，使用其他姿态敏感器测量出在该段时间内卫星x轴或z
轴的姿态偏差
△
x或
△
z；
[0112]
步骤6：计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
＝
△
x/t或一段时间内卫星在z轴的平均角速度m
z
＝
△
z/t。
[0113]
步骤7：返回主流程。
[0114]
其中，若是在s9或s10的步骤中调动所述子流程，则子流程中步骤2所述地面修正值在x轴上的分量ζ
x
等于所选参数值，地面修正值在z轴上的分量ζ
z
＝0；若是在s11或s12的步骤中调动所述子流程，则子流程中步骤2所述地面修正值在x轴上的分量ζ
x
＝0，地面修正值在z轴上的分量ζ
z
等于所选参数值。
[0115]
其中，若是在s9或s10的步骤中调动所述子流程，则子流程中步骤5测量出在该段时间内卫星x轴的姿态偏差
△
x，计算时间t内卫星在x轴的平均角速度m
x
＝
△
x/t；若是在s11或s12的步骤中调动所述子流程，则子流程中步骤5测量出在该段时间内卫星z轴的姿态偏差
△
z，计算时间t内卫星在z轴的平均角速度m
z
＝
△
z/t。
[0116]
进一步，所述陀螺积分算法输入值为陀螺仪输出值和地面修正值ζ之和。
[0117]
进一步，所述陀螺仪输出值为陀螺仪感应角速度、陀螺仪零漂η和测量噪声三项之和。
[0118]
所述测量噪声表现为白噪声，随时间积分为0。因为陀螺积分算法的输入项可视作陀螺仪感应角速度、陀螺仪零漂η和地面修正值ζ之和。
[0119]
所述陀螺仪的输入角速度处于陀螺仪死区范围时，陀螺积分算法的输入项为地面修正值ζ。
[0120]
即，当x陀螺仪的输入角速度处于陀螺仪死区范围内时，x陀螺积分算法的输入项仅包含地面修正值在x轴的分量ζ
x
；当x陀螺仪的输入角速度不处于陀螺仪死区范围时，x陀螺积分算法的输入项为测量角速度在x轴的分量、x陀螺仪零漂η
x
和地面修正值在x轴的分量ζ
x
三项之和。
[0121]
当z陀螺仪的输入角速度处于陀螺仪死区范围内时，z陀螺积分算法的输入项仅包含地面修正值在z轴的分量ζ
z
；当z陀螺仪的输入角速度不处于陀螺仪死区范围时，z陀螺积分算法的输入项为测量角速度在z轴的分量、z陀螺仪零漂η
z
和地面修正值在z轴的分量ζ
z
三项之和。