基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统及方法技术方案

本申请实施例公开一种基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统和方法，其中，该系统包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。本发明专利技术组合使用了确定航天器姿态的设备及方法，使多种姿态确定方式互为备份或补充，提高了任务成功率。且本发明专利技术所使用的设备数目较少、计算方式直接、适用范围广，姿态确定可靠性更高，由于本发明专利技术使用先进的姿态确定方法因而降低了对设备数目的要求，意味着降低了姿态确定成本。

Spacecraft Attitude Determination System and Method Based on Earth Sensor and Gyroscope

The embodiment of this application discloses a spacecraft attitude determination system based on earth sensor and gyroscope, in which the system includes: earth sensor for obtaining direction data of earth center relative to spacecraft; gyroscope for acquiring angular velocity data of spacecraft; computing unit, using four methods based on measured earth direction data and angular velocity data. The element algorithm determines the attitude of the spacecraft. The combination of the present invention uses the equipment and method for determining the attitude of the spacecraft, makes various attitude determination methods backup or supplement each other, and improves the mission success rate. Moreover, the device used in the present invention has less number of devices, direct calculation method, wide application range and higher reliability of attitude determination. Because the advanced attitude determination method is used, the requirement for the number of devices is reduced, which means that the cost of attitude determination is reduced.

【技术实现步骤摘要】
基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统及方法
本专利技术涉及宇宙导航
更具体地，涉及一种基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统及方法。
技术介绍
航天器的姿态确定是姿态控制的前提。航天器用来确定姿态的设备多种多样，常见的有星敏感器、惯性测量组合、太阳敏感器、地球敏感器、磁强计等。星敏感器具备独立确定航天器姿态的能力，通过观测星图来确定航天器在惯性系下的姿态，其精度较高，相应的成本也比其他设备要高。惯性测量组合在给定准确的初始姿态下，通过测量精确的角速度信息，来对姿态进行运动学递推，正是由于测量误差的存在，随着时间的推移，其精度也越来越差，需要其他类型的敏感器进行姿态校正。太阳敏感器无法独立进行航天器姿态确定，原因在于它只能够提供一个维度的信息，而姿态确定需要两个维度数据才能完整解出，因此太阳敏感器常常用来和地球敏感器、惯性测量组合一起使用，惯性测量组合用于角速度确定和姿态递推，太阳敏感器和地球敏感器共同提供两个维度的观测数据，这样就可以确定航天器的姿态。磁强计受限于其测量精度，无法用来计算高精度的姿态。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于地敏和陀螺的航天器姿态确定系统，该系统组合使用航天器姿态确定设备，具有设备数目较少，根据测量得到的数据计算方式直接，适用范围广的特点。本专利技术的另一个目的在于提供一种基于地敏和陀螺的航天器姿态确定方法，该方法基于上述的系统，组合使用航天器姿态确定方法，具有更高的可靠性，同时用先进的姿态确定方法来降低对设备数目的要求意味着更低的成本。本方法与目前已有的研究的重要区别在于不使用复杂的滤波方程，仅仅依赖观测量，通过简单的数学运算得出结果，在航天器软件上实现起来简单可靠，同时其误差水平基本取决于地球敏感器的精度，因此在地球敏感器精度较高时，该方法的结果精度良好。为达到上述目的，本专利技术采用下述技术方案：基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统，包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。优选地，该系统还包括存储单元：用于存储地心相对于航天器的方向数据和航天器的角速度数据。优选地，所述四元数算法的方程组如下：其中，A为时刻t的航天器姿态，则时刻t0的航天器姿态为B-1*A；B为从时刻t0到时刻t的时间段内航天器的姿态转移矩阵，表示从时刻t0到时刻t的航天器姿态变化；通过所述角速度数据积分得到；Ri0为时刻t0时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb0为时刻t0时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向；Ri为时刻t时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb为时刻t时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向。优选地，将方程组(1)处理为如下的方程组(2)，根据方程组(2)，计算得到A，即可求得时刻t时的航天器姿态矩阵。基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定方法，该方法的步骤包括：获取地心相对于航天器的方向数据；获取航天器的角速度数据；基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。优选地，该方法的步骤还包括：存储地心相对于航天器的方向数据和航天器的角速度数据。优选地，所述四元数算法的方程组如下：其中，A为时刻t的航天器姿态，则时刻t0的航天器姿态为B-1*A；B为从时刻t0到时刻t的时间段内航天器的姿态转移矩阵，表示从时刻t0到时刻t的航天器姿态变化；通过所述角速度数据积分得到；Ri0为时刻t0时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb0为时刻t0时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向；Ri为时刻t时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb为时刻t时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向。优选地，将方程组(1)处理为如下的方程组(2)，根据方程组(2)，计算得到A，即可求得时刻t时的航天器姿态矩阵。优选地，所述地心相对于航天器的方向数据通过地球敏感器采集获得；所述航天器的角速度数据通过陀螺仪采集获得。优选地，所述地球敏感器包括地球反照敏感器或红外地球敏感器本专利技术的有益效果如下：本专利技术组合使用了确定航天器姿态的设备及方法，使多种姿态确定方式互为备份或补充，提高了任务成功率。且本专利技术所使用的设备数目较少、计算方式直接、适用范围广，姿态确定可靠性更高，由于本专利技术使用先进的姿态确定方法因而降低了对设备数目的要求，意味着降低了姿态确定成本。附图说明下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步详细的说明。图1示出本方案所述航天器姿态确定系统的示意图；图2示出本方案所述航天器姿态确定方法的示意图。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术，下面结合优选实施例对本专利技术做进一步的说明。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本专利技术的保护范围。一种基于地敏和陀螺的航天器姿态确定系统，包括：地球方向观测与存储模块、角速度测量与存储模块、计算模块。地球方向观测与存储模块用于获取并存储地球方向信息，通过地球敏感器观测获得。角速度测量与存储模块用于获取并存储地球自转的角速度信息，通过陀螺测量获得。计算模块利用四元数算法，计算航天器的姿态。基于上述的航天器姿态确定系统，确定航天器姿态的方法如下：通过地球敏感器得到观测时刻t时的地球方向Re(t)，同时将这些数据存储；通过陀螺得到观测时刻t时的角速度ω(t)，同时将这些数据存储，这些数据将用于计算航天器某个时间段的姿态转移矩阵，计算转移矩阵的方法为以陀螺的角速度数据进行姿态积分，积分方式可采用单步积分法；利用姿态四元数算法，计算模块计算航天器姿态，计算方法下文详细描述；将时刻t0赤惯系下的地球方向记为Ri0，地球敏感器测量的地球方向记为Rb0；将时刻t赤惯系下的地球矢量记为Ri，地球敏感器测量的地球方向记为Rb。这段时间航天器的姿态转移矩阵记为B，表示从时刻t0到时刻t的航天器姿态变化，用陀螺的角速度数据积分得出。以A表示时刻t的航天器姿态，则时刻t0的航天器姿态为B-1*A。建立以下方程组：将公式(1)简单处理后有：由方程(2)可以解出A，即得到时刻t的航天器姿态矩阵。显然，本专利技术的上述实施例仅仅是为清楚地说明本专利技术所作的举例，而并非是对本专利技术的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本专利技术的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本专利技术的保护范围之列。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统，其特征在于，包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。

【技术特征摘要】
1.基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定系统，其特征在于，包括：地球敏感器，用于获取地心相对于航天器的方向数据；陀螺仪，用于获取航天器的角速度数据；计算单元，基于测得的所述地球方向数据和所述角速度数据，利用四元数算法确定所述航天器的姿态。2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，该系统还包括存储单元：用于存储地心相对于航天器的方向数据和航天器的角速度数据。3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述四元数算法的方程组如下：其中，A为时刻t的航天器姿态，则时刻t0的航天器姿态为B-1*A；B为从时刻t0到时刻t的时间段内航天器的姿态转移矩阵，表示从时刻t0到时刻t的航天器姿态变化；通过所述角速度数据积分得到；Ri0为时刻t0时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb0为时刻t0时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向；Ri为时刻t时地心赤道惯性系下的地球方向；Rb为时刻t时所述地球方向观测与存储单元侧量的地球方向。4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，将方程组(1)处理为如下的方程组(2)，根据方程组(2)，计算得到A，即可求得时刻t时的航天器姿态矩阵。5.基于地球敏感器和陀螺仪的航天器姿态确定方法，其特征在于，该方法的步骤包括：获取地心相对于航天器的...

【专利技术属性】
技术研发人员：张鹏飞，黄兴宏，陈勤，
申请(专利权)人：北京电子工程总体研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11