一种事后高精度姿态确定方法与流程

本发明涉及一种事后高精度姿态确定方法，特别是一种多载荷多方式的事后高精度姿态确定方法，属于航天器姿态控制领域，适用于具有多载荷的有事后高精度姿态确定需求的航天器。

背景技术：

目前现有卫星的事后高精度姿态确定系统，通常以一个星敏感器为基准对多个载荷进行事后姿态确定，但由于地面安装及精测、在轨应力释放和温度等影响因素；在进入空间后，星敏感器或陀螺会存在一定安装偏差和安装形变，导致星敏感器或陀螺的安装精度、测量精度出现偏差，进而影响多个载荷的事后姿态确定精度存在误差。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种事后高精度姿态确定方法，该方法首先在多个载荷上分别安装至少两台甚高精度星敏感器；其次根据各载荷上的星敏感器测量数据进行星敏基准标定；最后根据各个载荷上各自的星敏感器测量数据和陀螺测量数据进行卡尔曼滤波修正，进行该载荷的事后高精度姿态确定。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种事后高精度姿态确定方法，用于装有多载荷和多个陀螺的航天器，每个载荷上均装有多个星敏感器，包括如下步骤：

s1、对每个载荷选定基准星敏感器，然后对载荷上的其他星敏感器进行标定；然后对基准星敏感器进行低频误差补偿；

s2、对任一载荷，选取该载荷上测量数据有效的星敏感器；获得有效星敏感器的光轴矢量和横轴矢量；

s3、根据s2中选定的有效星敏感器，采用triad算法获得滤波初值；

s4、任意选取三个正交的陀螺用于航天器三轴角速度解算，获取的航天器的三轴角速度后投影到其他陀螺的轴上，当所述三轴角速度的投影值与其他任意一个陀螺的测量值相等时，则将该三个正交的陀螺作为选定陀螺；

s5、根据滤波初值、有效星敏感器的光轴矢量和横轴矢量、选定陀螺输出的测量数据，对航天器的事后姿态进行滤波修正。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，每个载荷上的所有星敏感器均与该载荷一体化安装。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，采用对地面地标点的标定结果对基准星敏感器进行低频误差补偿。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，利用两个星敏感器的光轴矢量进行姿态确定，或，利用一个星敏感器的光轴矢量和横轴矢量进行姿态确定，或，利用多个星敏感器融合后的光轴矢量和横轴矢量进行姿态确定。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，星敏感器测量数据有效的判断方法为满足以下两个条件之一：

条件一、任意两个或两个以上的星敏感器测量数据的光轴和横轴数据均一致，则该两个或两个以上的星敏感器测量数据均有效；

条件二、任一星敏感器在当前周期与上一周期的测量数据的光轴夹角和横轴夹角偏差均不超过理论值。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，利用卡尔曼滤波方法对航天器的事后姿态进行滤波修正。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，利用扩展卡尔曼滤波方法或无迹卡尔曼滤波方法对航天器的事后姿态进行滤波修正。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，所述星敏感器选用甚高精度星敏感器。

上述事后高精度姿态确定方法，优选的，利用选定陀螺输出的测量数据，确定航天器三轴惯性角速度，根据滤波初值、有效星敏感器的光轴矢量和横轴矢量、航天器三轴惯性角速度，对航天器的事后姿态进行滤波修正。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明方法基于与多个载荷一体化安装的甚高精度星敏感器、高精度陀螺测量数据，给出一种事后高精度姿态确定方法，解决了以一个星敏感器为基准对多个载荷进行姿态确定所带来的误差，提高了多个载荷的事后姿态确定精度；

(2)每个载荷选定一个与其一体化安装的基准星敏感器，并根据地面地标点的标定结果，对每个载荷的基准星敏感器进行低频误差补偿，降低了星敏感器低频的影响，大大提高了该载荷的事后姿态确定精度。

附图说明

图1为本发明方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种事后高精度姿态确定方法，用于装有多载荷和多个陀螺的航天器，每个载荷上的所有星敏感器均与该载荷一体化安装，如图1所示，每个载荷上均装有多个星敏感器，所述星敏感器选用甚高精度星敏感器，包括如下步骤：

s1、对每个载荷选定基准星敏感器，然后对载荷上的其他星敏感器进行标定；采用对地面地标点的标定结果对基准星敏感器进行低频误差补偿；

s2、对任一载荷，选取该载荷上测量数据有效的星敏感器；获得有效星敏感器的光轴矢量和横轴矢量；利用两个星敏感器的光轴矢量进行姿态确定，或，利用一个星敏感器的光轴矢量和横轴矢量进行姿态确定，或，利用多个星敏感器融合后的光轴矢量和横轴矢量进行姿态确定；

s3、根据s2中选定的有效星敏感器，采用triad算法获得滤波初值；

s4、任意选取三个正交的陀螺用于航天器三轴角速度解算，获取的航天器的三轴角速度后投影到其他陀螺的轴上，当所述三轴角速度的投影值与其他任意一个陀螺的测量值相等时，则将该三个正交的陀螺作为选定陀螺；

s5、利用选定陀螺输出的测量数据，确定航天器三轴惯性角速度，根据滤波初值、有效星敏感器的光轴矢量和横轴矢量、航天器三轴惯性角速度，利用扩展卡尔曼滤波方法或无迹卡尔曼滤波方法对航天器的事后姿态进行滤波修正。

星敏感器测量数据有效的判断方法为满足以下两个条件之一：

条件一、任意两个或两个以上的星敏感器测量数据的光轴和横轴数据均一致，则该两个或两个以上的星敏感器测量数据均有效；

条件二、任一星敏感器在当前周期与上一周期的测量数据的光轴夹角和横轴夹角偏差均不超过理论值。

实施例1：

一种事后高精度姿态确定方法，即一种多载荷多方式的事后高精度姿态确定方法，具体实施步骤如下：

1)在多个载荷上分别安装两台甚高精度星敏感器。

为了实现前视相机和后视相机的高精度姿态确定，避免由于地面安装及精测、以及在轨应力释放、温度和载荷台体变形等影响，分别在前视相机和后视相机主体上各安装了两台甚高精度星敏感器。与前视相机一体化安装的两个星敏(星敏感器简称星敏)为星敏1和星敏2，与后视相机一体化安装的两个星敏为星敏3和星敏4。

2)选定各载荷的基准星敏，根据各载荷上的基准星敏测量数据进行其他星敏的基准标定。

前视相机以选定星敏感器2为基准星敏，进行星敏感器1的基准标定为例进行说明，同理进行后视相机的星敏感器基准标定。根据星敏感器1的tst1时刻的测量输出和卫星本体系相对赤道惯性系的角速度，可以求出星敏感器1在tst2时刻的外推输出根据该外推输出和星敏感器1的安装矩阵csb1，可以求出tst2时刻的星体相对惯性系姿态矩阵同理根据星敏感器2的tst2时刻的测量输出和星敏感器2的理论安装矩阵可以求出tst2时刻的星体相对惯性系姿态矩阵由于同一时刻的星体相对惯性系姿态矩阵相等，即cbi1＝cbi2，则根据该等式可以求出星敏感器1的理论安装矩阵与标定后的安装矩阵之间误差矩阵cδ，其中

3)对基准星敏进行低频补偿：采用对面地标点的标定结果对基准星敏进行低频误差的补偿。补偿的低频误差采用如下的拟合算法：

δq1＝φkθlfex；δq2＝φkθlfey；δq3＝φkθlfez；

其中φk＝[cτsτc2τs2τc3τs3τc4τs4τc5τs5τ]；

记c为cos、s为sin；τ＝ωlfe·t；

其中θlfex为n阶x轴低频拟合系数，具体形式如下：

θlfex＝[αlfex1βlfex1......αlfexnβlfexn]^t，

αlfex1为1阶余弦x轴低频拟合系数，βlfex1为1阶正弦x轴低频拟合系数；

αlfexn为n阶余弦x轴低频拟合系数，βlfexn为n阶正弦x轴低频拟合系数；

θlfey为n阶y轴低频拟合系数，具体形式如下：

θlfey＝[αlfey1βlfey1......αlfeynβlfeyn]^t，

αlfey1为1阶余弦y轴低频拟合系数，βlfey1为1阶正弦y轴低频拟合系数；

αlfeyn为n阶余弦y轴低频拟合系数，βlfeyn为n阶正弦y轴低频拟合系数；

θlfez为n阶z轴低频拟合系数，具体形式如下：

θlfez＝[αlfez1βlfez1......αlfeznβlfezn]^t

αlfez1为1阶余弦z轴低频拟合系数，βlfez1为1阶正弦z轴低频拟合系数；

αlfezn为n阶余弦z轴低频拟合系数，βlfezn为n阶正弦z轴低频拟合系数；其中ωlfe为星敏低频误差的傅立叶级数基频，由地面标定结果进行确定，t为星时；利用δq1、δq2、δq3、δq4对基准星敏输出的姿态四元数进行低频补偿。

4)根据各个载荷上各自的星敏感器测量数据和陀螺测量数据进行滤波姿态修正，进行多载荷多方式的事后高精度姿态确定。

step1：对任一载荷，进行星敏感器数据有效性判定，满足以下条件之一即可：条件一、任意选取的两个星敏感器数据的光轴和横轴数据均一致，则该选取的两个星敏数据均有效；条件二、某个星敏感器测量数据和其上周期的测量数据光轴夹角和横轴夹角偏差均不超过理论值(在稳态模式下，理论值一般取5°)，则该星敏感器有效。

step2：对任一载荷相机i的定姿星敏感器：对于载荷相机1可以选定星敏1和星敏2的光轴矢量进行姿态确定，也可以选择星敏1和星敏2融合后的光轴和横轴进行姿态确定，或者选择星敏1或星敏2的光轴和横轴进行姿态确定。

step3：滤波初值的确定：选定相机i的姿态四元数初值分别由该相机选定的星敏感器采用triad算法进行确定。triad算法用两个观测矢量便可确定空间飞行器的三轴姿态。

step4：进行陀螺数据有效性判定：选取三个正交陀螺参用于卫星三轴角速度解算，获取的航天器的三轴角速度后投影到其他陀螺的轴上，当所述三轴角速度的投影值与其他任意一个陀螺的测量值相等时，则该组三个正交陀螺的数据有效，可以参与卫星三轴角速度确定。

step5：根据滤波初值、各个星敏感器的光轴、横轴矢量和卫星三轴惯性角速度信息，选择扩展卡尔曼滤波方法(ekf)或者无迹卡尔曼滤波方法(ukf)，确定定姿时刻的卫星惯性姿态四元数和陀螺的三轴常值漂移。首先根据星敏、陀螺的测量关系，建立ekf或者ukf滤波的状态方程，取卫星的惯性姿态四元数和陀螺的三轴常值漂移作为状态量；其次，以两个星敏感器测量的光轴的测量误差在星敏感器的x、y方向的分量为测量量，或，以单星敏感器测量的光轴和横轴的测量误差在星敏感器的其他两轴上的分量为测量量；最后，根据上一周期惯性姿态四元数和陀螺的三轴常值漂移，以及各个星敏感器的光轴、横轴矢量和星体三轴惯性角速度信息，确定本周期的卫星惯性姿态四元数和陀螺的三轴常值漂移。

step6：若需要进行指定时间段的载荷相机i的相对姿态确定，则根据该时间段起始时刻step5中高精度绝对定姿的惯性姿态四元数和陀螺常值漂移，利用高精度陀螺数据进行四元数姿态外推，得到该载荷的相对高精度姿态确定结果。相对姿态确定的惯性姿态四元数初值也可以来源于地标点的标定姿态。

实施例2：

一种多载荷多方式的事后高精度姿态确定方法，卫星有效载荷有前视相机1和后视相机2，分别安装两台高精度星敏感器，6个陀螺，具体实施如下：

1)在多个载荷上分别安装两台甚高精度星敏感器。分别在前视相机1和后视相机2主体上安装了两台甚高精度星敏感器。与前视相机1一体化安装的两个星敏为星敏1和星敏2，与后视相机2一体化安装的两个星敏为星敏3和星敏4；

2)前视相机1以星敏感器2为基准进行星敏基准标定，后视相机2以星敏感器4为基准进行星敏基准标定。

3)对基准星敏进行低频补偿：采用对面地标点的标定结果对基准星敏进行低频误差的补偿。

4)根据各个载荷上各自的星敏感器测量数据和陀螺测量数据进行滤波姿态修正，进行多载荷多方式的事后高精度姿态确定。

step1：进行星敏感器数据有效性判定：前视相机和后视相机的两个星敏感器数据的光轴和横轴数据均一致。

step2：选定载荷相机i的定姿星敏感器标志：载荷相机1选定星敏1和2的光轴矢量进行姿态确定，载荷相机2选定星敏3和4的光轴矢量进行姿态确定。

step3：滤波初值的确定：相机i的姿态四元数初值分别由该相机选定的星敏感器采用triad算法进行确定。

相机1的四元数初值为[-0.053300183008496330，0.70885674550170863，0.18658831394084169，0.67813420939272817]。

相机2的四元数初值为[-0.053583398621007070，0.70880721199223917，0.18651569274507548，0.67818364178136592]。

step4：选取一组正交陀螺1、3、5进行卫星三轴角速度确定，并对该组陀螺数据进行有效性判定：该组陀螺解算的卫星三轴角速度投影到2或4或6陀螺轴上的角速度与其实际测量角速度一致，则该组陀螺数据有效，参与卫星三轴角速度确定。

step5：选择扩展卡尔曼滤波方法(ekf)进行高精度姿态滤波修正计算。

step6：对指定时间段500～520秒的载荷相机1的相对姿态确定，根据该时间段起始时刻的载荷1确定的惯性姿态四元数和陀螺漂移的估计值，利用高精度陀螺数据进行四元数姿态外推，得到该载荷的相对高精度姿态确定结果。

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。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

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