一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法与流程

本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法。

背景技术：

随着卫星平台对控制能力需求的不断提升，对卫星的快速机动快速稳定控制提出了越来越高的要求。为实现快速机动功能，卫星在机动时的角速度较大，这使得快速机动过程中的姿态确定面临着与稳定控制时非常不同的情况。首先星敏感器在大角速度时难以提供精确的姿态测量数据，甚至无法提供姿态测量数据。其次陀螺在大角速度时输出偏差与稳定控制时所估计的常值漂移存在差异，这种差异一方面源于陀螺在安装时的微小偏差，另一方面源于陀螺在不同角速度情况下的输出稳定性和标度因数存在偏差。考虑到这些情况，卫星在快速机动过程中一般不使用星敏感器进行姿态确定，而使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估。但这样当卫星机动到位时，受陀螺输出偏差的影响，预估姿态将与真实姿态存在一定的偏差。由于姿态偏差的存在，卫星在机动结束后转入稳定控制时，需要较长的时间消除姿态确定偏差，无法完成快速稳定的目标。为解决这一类问题，需要针对航天器姿态机动快速稳定提出新的解决方法。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种利用星敏信息进行姿态重置的方法，将星敏感器在小角速度时姿态测量精度较高的优势和大角速度时陀螺动态响应较快的优势结合起来，在原有快速机动过程使用陀螺积分的基础上，在机动到位后转入稳定控制之前卫星处于小角速度状态的情况下采用星敏感器精确姿态测量数据对陀螺积分姿态进行重置，实现了快速消除陀螺积分偏差的目的，大大缩短了姿态快速机动后的稳定时间，实现快速稳定。

本发明的技术解决方案是：一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法，包括如下步骤：

(1)使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估；

(2)进行卫星是否机动到位判断；

(3)若步骤(2)中判断卫星未机动到位，则转入步骤(6)；否则判断是否已进行星敏姿态重置，若是转入步骤(4)，若否转入步骤(5)；

(4)进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数，转入步骤(6)；

(5)进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数，转入步骤(6)；

(6)根据预定的目标姿态和目标角速度，使用当前的角速度估计值和姿态估计值进行控制计算，得到控制力矩，并施加于星体上进行稳定控制。

所述步骤(1)中的姿态预估，使用欧拉角姿态预估或四元数姿态预估。

步骤1)中使用陀螺输出积分进行角速度估计和姿态预估的具体方法为：

根据陀螺输出δg＝[δg1,δg2,...,δgn]^t，n≥3，控制周期δt，上周期定姿给出的星本体相对于惯性系的四元数q＝[q1,q2,q3,q4]^t，陀螺常漂修正值b＝[bx,by,bz]^t，进行角速度估计和姿态预估计算，得到星本体惯性角速度ω＝[ωx,ωy,ωz]^t和更新的四元数预估值q′；其中n为定姿使用的陀螺个数，δgi,i＝1,2,...n为各个陀螺输出的角度增量值，下标x,y,z分别表示在星本体x轴、y轴、z轴的分量；具体为：

计算星本体惯性角速度ω＝r′δg/δt-b，其中r′是与陀螺安装有关的从陀螺输出量到角速度值的转换矩阵，其计算公式为式中og1＝[ogix,ogiy,ogiz],i＝1,2,...n为各个陀螺测量轴方向矢量在星本体坐标系的分量表示，下标x,y,z分别表示在星本体x轴、y轴、z轴的分量；

计算更新的四元数预估值其中eq()是转换函数，定义为

所述步骤2)中进行卫星是否机动到位的判据具体为：是否已到达预定机动时间、姿态预估值与机动目标姿态误差是否满足指定阈值、角速度预估值与目标角速度误差是否满足指定阈值。

根据星敏输出qs＝[qs1,qs2,qs3,qs4]^t和步骤(1)中更新后的四元数预估值q′，进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数q″。

所述进行姿态滤波修正计算的方法使用kalman滤波算法。

所述步骤5)中得到重置后的姿态四元数的具体方法为：根据星敏输出qs＝[qs1,qs2,qs3,qs4]^t进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数q″′＝qa(csb^taq(qs))；其中csb是从星本体坐标系到星敏坐标系的转换矩阵，aq()是从四元数到方向余弦阵的转换函数，qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数。

所述步骤6)中的当前角速度估计值为步骤1)中星本体惯性角速度ω；当前姿态估计值根据转入步骤6)的方式确定，从步骤3)转入时为步骤1)中更新的四元数预估值q′，从步骤4)转入时为步骤4)中滤波修正后的姿态四元数q″，从步骤5)转入时为步骤5)中重置后的姿态四元数q″′。

所述步骤6)中控制力矩的具体获取方法使用pid控制律方法。

本发明相对于现有技术的优点在于：

(1)本发明通过区分卫星姿态机动过程和稳定控制过程并使用不同的敏感器定姿方式，在机动时规避了星敏感器大角度时精度较差甚至无法有效输出的缺点，发挥陀螺输出响应带宽高的优点，在稳定控制时发挥星敏感器小角速度时姿态测量精度较高的优点，弥补陀螺输出稳定性和存在长期漂移的缺点，在星敏感器和陀螺的使用上做到扬长避短，优势互补；

(2)本发明通过在机动到位后转入稳定控制之前卫星处于小角速度状态的情况下采用星敏感器精确姿态测量数据对陀螺积分姿态进行重置，实现了快速消除陀螺积分偏差的目的，大大缩短了姿态快速机动后的稳定时间，实现快速稳定。

附图说明

图1为本发明一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法流程图；

图2为本发明实施例中实际姿态(实线)和定姿姿态(虚线)曲线；

图3为本发明实施例中定姿误差(实线)曲线。

具体实施方式

本发明提出一种利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动稳定方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：

(1)根据陀螺输出δg＝[δg1,δg2,...,δgn]^t，n>＝3，控制周期δt，上周期定姿给出的星本体相对于惯性系的四元数q＝[q1,q2,q3,q4]^t，陀螺常漂修正值b＝[bx,by,bz]^t，进行角速度估计和姿态预估计算，得到星本体惯性角速度ω＝[ωx,ωy,ωz]^t和更新的四元数预估值q′。其中n为定姿使用的陀螺个数，δgi,i＝1,2,...n为各个陀螺输出的角度增量值，下标x,y,z分别表示在星本体x轴、y轴、z轴的分量。具体为：

计算星本体惯性角速度ω＝r′δg/δt-b，其中r′是与陀螺安装有关的从陀螺输出量到角速度值的转换矩阵，其计算公式为式中og1＝[ogix,ogiy,ogiz],i＝1,2,...n为各个陀螺测量轴方向矢量在星本体坐标系的分量表示，下标x,y,z分别表示在星本体x轴、y轴、z轴的分量；

计算更新的四元数预估值其中eq()是转换函数，定义为

(2)然后进行卫星是否机动到位判断，判断方法可根据是否已到达预定机动时间、姿态预估值与机动目标姿态误差是否满足指定阈值、角速度预估值与目标角速度误差是否满足指定阈值等条件设置；

(3)若步骤(2)中判断卫星未机动到位，则转入步骤(6)；否则根据是否已进行星敏姿态重置，若是转入步骤(4)，若否转入步骤(5)；

(4)根据星敏输出qs＝[qs1,qs2,qs3,qs4]^t和步骤(1)中给出的四元数预估值q′，进行姿态滤波修正计算，得到滤波修正后的姿态四元数q″。修正方法使用kalman滤波算法。然后转入步骤(6)；

(5)根据星敏输出qs＝[qs1,qs2,qs3,qs4]^t进行定姿姿态重置计算，得到重置后的姿态四元数q″′＝qa(csb^taq(qs))。其中csb是从星本体坐标系到星敏坐标系的转换矩阵，aq()是从四元数到方向余弦阵的转换函数，qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数；然后转入步骤(6)；

(6)根据预定的目标姿态和目标角速度，使用当前的角速度估计值和姿态估计值进行控制计算，计算方法使用pid控制律，得到控制力矩，并施加于星体上进行稳定控制。其中当前角速度估计值为步骤1)中星本体惯性角速度ω，当前姿态估计值根据转入步骤6)的方式确定，从步骤3)转入时为步骤1)中更新的四元数预估值q′，从步骤4)转入时为步骤4)中滤波修正后的姿态四元数q″，从步骤5)转入时为步骤5)中重置后的姿态四元数q″′

下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。

实施例1：某卫星由对地定向零姿态向滚动45度姿态进行机动，按照本发明的利用星敏信息姿态重置的航天器姿态机动快速稳定方法，机动过程及稳定控制过程的仿真结果如图2～图3所示。其中图2是实际姿态(实线)和定姿姿态(虚线)曲线，图3是定姿误差(实线)曲线。如图所示星时200s～228s卫星处于机动阶段，仅使用陀螺预估的情况下机动过程中定姿误差逐渐增大，机动到位时滚动轴误差已接近0.5度，228s机动结束时定姿姿态实现了姿态重置，三轴定姿误差均减小至低于0.02度，避免了由于定姿误差较大导致稳定调整时间较长的问题，实现了快速稳定。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。