一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法技术

本发明专利技术公开了一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，使用相对姿态动力学方程作为系统方程组成探测帧，然后设计发射接收时序，主航天器的两个阵列天线接收来自从航天器阵列天线的发射信号为输出信号，根据输出信号与探测信号做滑动相关，得到阵列冲激响应矩阵；进行二维谱峰搜索得到两组波离角和波达角；利用两组波达角和波离角得到四个单位视线向量；利用双向单位视线向量与相对姿态旋转矩阵构造测量方程，求出测量噪声方差阵；利用TRIAD算法得到初始时刻的姿态四元数；然后根据系统方程和测量方程得到逐渐收敛的相对姿态和相对旋转角速度。本发明专利技术运算复杂度低，估计精度高，适用范围广。

【技术实现步骤摘要】
一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法
本专利技术属于微小卫星编队相对姿态确定
，具体涉及一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法。
技术介绍
微小卫星具有重量轻、体积小、技术含量高和研制周期短等一系列优点，除此之外，还可以采用模块化设计技术及标准化星体，在流水线上批量生产并储存、便于机动发射。还可以利用分布式星座、编队或者引入人工智能等新技术成果、用智能星群完成更加复杂的应用任务，而这种任务利用传统的大卫星是不能完成的。所以微小卫星在军用领域或者民用领域，包括商业通信、空间科研、国防军事、行星探测等方面都有非常广泛的应用。微小卫星编队星间相对姿态确定是实现编队自主运行和各种空间任务的基础，如何设计适用于微小卫星的相对姿态确定方法变得尤为重要。微小卫星体积小、重量轻，传统的姿态确定敏感器如星敏感器、不仅体积大，而且非常昂贵，增加了微小卫星设计成本，并不适合在微小卫星上使用。此外还有利用GPS卫星进行相对姿态确定的方法，这种方法需要在微小卫星上安装GPS接收机，违背了微小卫星精简设计的原则，另外GPS信号容易受到外界干扰，并且当微小卫星在远地轨道运行的时候，也就是说当微小卫星高于GPS卫星时，接收不到GPS信号，这种方法就失效了。TexasA&MUniversity开发了一种基于视觉的导航传感器系统(NISNAV)，这种系统在主从航天器上分别安装光学传感器和光源，利用光学敏感器感知光源，得到航天器到光源之间的视线向量。应为这种方法需要额外的为航天器安装敏感器及光源，所以不可避免的增加了航天器的体积，不适用与微小卫星，并且这种方法在主从航天器之间距离非常大的时候将不再适用。此外还有利用相机识别特征点进行姿态确定的方法，这种方法需要用到非常复杂和好事的图像处理方法，这种方法对光照要求也很高，在航天器位于阴影区的时候这种方法失效。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，运算复杂度低，实时性好，设计简单、应用范围广、利用微小卫星现有通信模块即可进行微小卫星编队相对姿态确定。本专利技术采用以下技术方案：一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，使用相对姿态动力学方程作为系统方程通过探测信号组成探测帧，然后设计发射接收时序，主航天器C的两个阵列天线Ant1和Ant2接收来自从航天器阵列天线的发射信号，得到输出信号，根据输出信号与探测信号做滑动相关，得到阵列冲激响应矩阵；结合波达角空间谱公式，进行二维谱峰搜索得到两组波离角和波达角；利用两组波达角和波离角得到四个单位视线向量uk1，uk2，u'k1和u'k2；利用双向单位视线向量与相对姿态旋转矩阵构造测量方程Z，求出测量噪声方差阵RZ；利用TRIAD算法得到初始时刻的姿态四元数qk0；然后根据系统方程和测量方程Z，结合测得的初值Xk0以及测量噪声方差阵进行扩展卡尔曼滤波得到逐渐收敛的相对姿态和相对旋转角速度。具体的，确定系统方程具体为：主航天器上安装两个阵列天线作为接收端，从航天器上安装天线阵列作为发射端，建立主从航天器本体坐标系及测量坐标系，从航天器Dk的本体坐标系相对于主航天器C的本体坐标系的相对姿态四元数为qk＝[q1k,q2k,q3k,q4k]T，相对旋转角速度为[wxk,wyk,wzk]T，根据姿态动力学方程得到从航天器Dk与主航天器C之间的系统方程进一步的，系统方程具体为：其中，第k个从航天器相关的状态量Xk为Xk＝[q1k,q2k,q3k,q4k,wxk,wyk,wzk]T，[Ixk,Iyk,Izk]T为第k个从航天器的转动惯量。具体的，结合波达角空间谱公式，进行二维谱峰搜索得到波离角和波达角具体为：根据不同发射信号，利用码分多址技术对各个从航天器进行辨识，得到各个从航天器的信道冲激响应向量，根据冲激响应向量分别确定各个从航天器与主航天器的两个阵列天线之间通信链路直达径的波达角和波离角。进一步的，设接收端收到包含了S条多径的信号，经过通道识别得到接收端的第n个振元接收到的来自发射天线第m个发射天线的输出信号i表示主航天器的第i个接收天线阵列；分别用与K个从航天器使用的基带探测信号a1(τ)，a2(τ)，a3(τ)…aK(τ)进行相关，对于每条多径信号得到相对应的冲激响应的幅值和相位，其中功率最大的与视线向量对应，对于m＝1,2...M，n＝1,2...N，得到两个与主航天器C上两个阵列天线Ant1、Ant2相关的M*N的冲激响应矩阵，利用M*N矩阵分别得到Ant1与发射天线通信链路之间的波达角和波离角以及Ant2与发射天线通信链路之间的波达角和波离角具体的，利用双向单位视线向量与相对姿态旋转矩阵的关系构造测量方程Z，求出测量噪声方差阵RZ；测量方程Z如下：其中，和分别为uk1和uk2的测量误差，和分别为u'k1和u'k2的测量误差；测量噪声方差阵RZ如下：其中，为四个单位向量uk1，uk2，u'k1和u'k2的测量噪声方差矩阵。进一步的，令uk1＝[αk1,βk1,λk1]T为从主航天器第一个阵列天线到第k个从航天器的阵列天线之间的单位视线向量；uk2＝[αk2,βk2,λk2]T为从主航天器第二个阵列天线到第k个从航天器的阵列天线之间的单位视线向量；u'k1＝[α'k1,β'k1,λ'k1]T为从第k个从航天器的阵列天线到主航天器第一个阵列天线之间的单位视线向量；u'k2＝[α'k2,β'k2,λ'k2]T为从第k个从航天器的阵列天线到主航天器第二个阵列天线之间的单位视线向量，四个单位视线向量计算方程具体为：四个单位向量uk1，uk2，u'k1和u'k2的测量噪声方差矩阵表达式如下：其中，和分别为uk1和uk2的测量误差，和分别为u'k1和u'k2的测量误差。具体的，利用TRIAD算法得到扩展卡尔曼滤波的初始状态具体为：令S＝[t1,t2,t3]，B＝[b1b2b3]，利用四个单位向量构造正交基底，计算得到利用得到初始时刻的相对四元数qk0，记为[q1k0,q2k0,q3k0,q4k0]T。进一步的，将初始时刻用阵列向量测得的四个单位向量记为和和构造一组正交基t1,t2,t3如下：和构造一组正交基b1b2b3如下：具体的，分别对各个从航天器的相对状态进行迭代，得到逐步收敛的各个从航天器的相对姿态，将系统方程测量方程Z和滤波初值Xk0以及测量噪声方差阵RZ代入扩展卡尔曼滤波器中得到估计的第k个航天器的相对状态Xk，令k＝1,2,LK，得到所有K个从航天器的相对姿态和相对旋转角速度。与现有技术相比，本专利技术至少具有以下有益效果：本方法一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，在主航天器上安装两个阵列天线，构造两组旋转矩阵方程作为测量方程，增加系统可观性，通过加入LOS径的波达角和波离角信息，采用天线阵列估计出的信号方向解决航天器间相对姿态估计问题，利用伪随机序列的基带探测信号组成探测帧，并在其两端分别加上保护头和保护尾，使用BPSK对基带探测信号进行调制得到多径信号，方法简单，测量精度高，利用航天器自带的通信数传模块即可进行LOS向量的测量，不需额外姿态测量模块，特别能够减轻微小卫星负载，提高空间使用率。特别适用于微小卫星自主相对姿态的确定。进一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，使用相对姿态动力学方程作为系统方程

【技术特征摘要】
1.一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，使用相对姿态动力学方程作为系统方程通过探测信号组成探测帧，然后设计发射接收时序，主航天器C的两个阵列天线Ant1和Ant2接收来自从航天器阵列天线的发射信号，得到输出信号，根据输出信号与探测信号做滑动相关，得到阵列冲激响应矩阵；结合波达角空间谱公式，进行二维谱峰搜索得到两组波离角和波达角；利用两组波达角和波离角得到四个单位视线向量uk1，uk2，u'k1和u'k2；利用双向单位视线向量与相对姿态旋转矩阵构造测量方程Z，求出测量噪声方差阵RZ；利用TRIAD算法得到初始时刻的姿态四元数qk0；然后根据系统方程和测量方程Z，结合测得的初值Xk0以及测量噪声方差阵进行扩展卡尔曼滤波得到逐渐收敛的相对姿态和相对旋转角速度。2.根据权利要求1所述的一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，确定系统方程具体为：主航天器上安装两个阵列天线作为接收端，从航天器上安装天线阵列作为发射端，建立主从航天器本体坐标系及测量坐标系，从航天器Dk的本体坐标系相对于主航天器C的本体坐标系的相对姿态四元数为qk＝[q1k,q2k,q3k,q4k]T，相对旋转角速度为[wxk,wyk,wzk]T，根据姿态动力学方程得到从航天器Dk与主航天器C之间的系统方程3.根据权利要求2所述的一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，系统方程具体为：其中，第k个从航天器相关的状态量Xk为Xk＝[q1k,q2k,q3k,q4k,wxk,wyk,wzk]T，[Ixk,Iyk,Izk]T为第k个从航天器的转动惯量。4.根据权利要求1所述的一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，结合波达角空间谱公式，进行二维谱峰搜索得到波离角和波达角具体为：根据不同发射信号，利用码分多址技术对各个从航天器进行辨识，得到各个从航天器的信道冲激响应向量，根据冲激响应向量分别确定各个从航天器与主航天器的两个阵列天线之间通信链路直达径的波达角和波离角。5.根据权利要求4所述的一种利用双阵列天线确定微小卫星相对姿态的方法，其特征在于，设接收端收到包含了S条多径的信号，经过通道识别得到接收端的第n个振元接收到的来自发射天线第m个发射天线的输出信号i表示主航天器的第i个接收天线阵列；分别用与K个从航天器使用的基带探测信号a1(τ)，a2(τ)，a3(τ)…aK(τ)进行相关，对于每条多径信号得到相对应的冲激响应的幅值和相位，其中功率最大的与视线向量对应，对于m＝1,2...M，n＝...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁源，王姣，张若南，孙冲，张博，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61