一种多探头星敏感器融合姿态测试方法技术

一种多探头星敏感器融合姿态测试方法，从星敏感器误差特性出发，分解分类并拟定对应姿态测试方法，解决了一类多探头星敏感器融合姿态测试无章可循的问题，为星敏感器在系统级的融合应用提供指导。本发明专利技术所述的系统误差测试方法和周期误差测试方法，可摸索该类星敏感器的融合定姿能力边界，进一步可为星敏感器支架、整星热控、力学结构设计提供约束，有利于高精度卫星方案实施。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及星敏感器
，特别是一种多探头式星敏感器融合姿态测试方法，适用于根据多个探头信息进行融合定姿的星敏感器测试，能够为星敏感器系统级的融合应用提供指导，也能应用于非信息融合类星敏感器测试。
技术介绍
星敏感器是当前广泛应用于航天器姿态测量的高精度光学姿态敏感器，它以恒星为测量目标，通过光学系统将恒星成像于光电转换器上，经星点提取和星图识别，并结合恒星星表确定星敏感器光轴矢量在惯性坐标系下的指向，进而完成姿态测量。传统的星敏感器多为一体式结构，即光学探头与处理线路一一对应，处理线路仅计算对应探头的惯性姿态。在实际应用环境中，航天器根据需求不同选定星敏感器个数，并设计相应安装方位，然后在姿态与轨道控制系统(AOCS,AttitudeOrbitControlSystem)中进行系统级的姿态确定(参考文献[1]：JieLi,YiqingChen.Constant-gaininformationfilterforattitudedeterminationofprecisionpointingspacecraft.47thInternationalAstronauticalCongress,1996；参考文献[2]：刘一武，陈义庆.星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用.宇航学报,2003)。系统级的融合姿态确定算法通常与星敏感器性能指标以及安装方位存在关联。为提高星敏感器动态性能和精度指标，增强产品可靠性，目前研究机构已着手研制多探头信息融合类星敏感器，即单个处理线路可处理多个探头信息且单个探头信息可用于多个处理线路，在处理线路中，可结合各探头的安装方位，对各探头信息进行融合，以给出更高精度的姿态测量，如法国SODERN公司研制的HYDRA星敏感器(参考文献：L.Blarre,N.Perrimon.NewMultipleHeadStarSensor(HYDRA)descriptionanddevelopmentstatus:ahighlyautonomous,accurateandveryrobustsystemtopavethewayforgyrolessveryaccurateAOCSsystems.AIAAGuidance,Navigation,andControlConferenceandExhibit.2005)。利用信息融合进行姿态测量的方法间接扩大了星敏感器的组合视场，增加了可用星数。另外，星敏感器能够自主完成探头间安装精度标定、低频误差估计、岁差光行差补偿等功能，从而提高定姿精度，其输出的姿态称之为融合姿态。中国第二代三轴稳定静止轨道气象卫星即采用HYDRA作为主用姿态敏感器，与传统卫星一样，其AOCS系统级也设计了类似的融合算法。综上所述，现有的AOCS对星敏感器的使用都是依靠系统级信息融合，融合算法与产品特性具有一定的关联，地面测试对星敏感器各类误差没有刻意去关注，甚至没有实施相关测试，系统设计没能得到有效检验。而信息融合类星敏感器的研制与应用尚处于初步阶段，在轨如何抉择系统级融合还是星敏感器级融合需要一定的地面测试做保障，此外，地面测试可摸索该类星敏感器的融合能力边界，为星敏感器支架、整星热控、力学结构设计提供约束，有利于高精度卫星方案实施。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种多探头式星敏感器融合姿态测试方法，解决了多探头星敏感器融合姿态测试无章可循的问题，可以为航天器在轨如何选择系统级融合还是敏感器级融合提供参考。本专利技术的技术解决方案：一种多探头星敏感器融合姿态测试方法，包括如下步骤：(1)当进行随机误差测试时转入步骤(2)，当进行系统误差测试时，转入步骤(4)，当进行周期误差测试时，转入步骤(6)，当进行岁差光行差测试时，转入步骤(7)；(2)获取星敏感器理论测量姿态矩阵CSI、星敏感器光轴噪声指标σx、星敏感器横轴噪声指标σz，计算得到随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC为式中，randn(σ)表示产生均值为0、均方差为σ的高斯噪声，σ的取值为σx或者σz；(3)对随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC进行正交归一化处理，得出星敏感器实际测量姿态矩阵其中，为的第1行，为的第2行，为的第3行，norm为向量L2范数归一化函数，×为向量叉乘算子转入步骤(9)；(4)获取星敏感器在所安装卫星的本体坐标系下的的等效安装偏差Δx、Δy、Δz，计算得到星敏感器安装偏差矩阵ΔCSB为ΔCSB＝Ry(Δy)·Rx(Δx)·Rz(Δz)其中，Rx(υ)为绕卫星本体坐标系中X轴转动角度υ时的方向余弦阵、Ry(υ)为绕卫星本体坐标系中Y轴转动角度υ时的方向余弦阵、Rz(υ)为绕卫星本体坐标系中Z轴转动角度υ时的方向余弦阵；(5)获取星敏感器的理论安装矩阵CSB、卫星惯性姿态矩阵CBI，计算得到当前星敏感器的实际测量姿态矩阵为转入步骤(9)；(6)接收外部发送的旋转轴选择指令，并选择旋转轴，获取星敏感器干扰幅值AST、星敏感器干扰周期TST，当选择的旋转轴为光轴时，计算得到干扰影响下的星敏感器测量误差矩阵ΔCX为当选择的旋转轴为横轴时，计算得到干扰影响下的星敏感器测量误差矩阵ΔCZ为然后根据星敏感器测量误差矩阵、理论测量姿态矩阵CSI，计算当前星敏感器实际测量姿态矩阵为或转入步骤(9)；其中，t为星敏感器测量时刻；所述的旋转轴选择指令包括光轴或者横轴；所述的旋转轴包括光轴、横轴；(7)获取当前历元时，然后计算星敏感器的岁差补偿矩阵CPR为其中，ζA、θA、ε、ψ、Δε为岁差描述参数；(8)获取星敏感器的理论测量姿态矩阵CSI，计算得到当前星敏感器实际测量姿态矩阵为转入步骤(9)；(9)计算当前星敏感器实际测量姿态矩阵对应的四元数然后获取星敏感器实际测量输出的四元数qSI，计算得到误差四元数为式中，为qSI的共轭四元数，为四元数乘法算子；然后根据误差四元数计算得到当前星敏感器的三轴等效姿态误差ex、ey、ez为式中，表示误差四元数的第i个分量，i＝1，2，3。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术测试方法在综合分析星敏感器误差特点基础上，解决了一类多探头星敏感器融合姿态测试无章可循的问题，与现有技术相比更有利于理解产品各项性能指标；(2)本专利技术误差测试方法，与现有技术相比有利于分析多探头星敏感器姿态输出有效性与系统偏差关系，间接对星敏感器安装偏差提出约束，为整星力学结构设计提供帮助；(3)本专利技术误差测试方法，与现有技术相比能够更好的分析多探头星敏感器融合姿态确定精度与周期误差关系，在满足一定精度指标的前提下，间接对星敏感器安装支架结构变形提出约束，为整星力学结构、热控设计提供参考；(4)本专利技术误差测试方法，与现有技术相比能够更有利于挖掘产品的各项性能指标，对在轨敏感器级/系统级融合选择具有指导作用。附图说明图1为本专利技术测试系统构成图；图2为本专利技术测试主流程图；图3为本专利技术各测试模式流程图。具体实施方式本专利技术针对现有技术不足，提出一种多探头星敏感器融合姿态测试方法。下面以法国SODERN公司研制的HYDRA星敏感器测试为例，结合附图详细介绍本专利技术方法的具体实施方式，包括如下步骤：(1)按图1所示连接星敏感器地面测试系统，该系统由地本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种多探头星敏感器融合姿态测试方法，其特征在于包括如下步骤：(1)当进行随机误差测试时转入步骤(2)，当进行系统误差测试时，转入步骤(4)，当进行周期误差测试时，转入步骤(6)，当进行岁差光行差测试时，转入步骤(7)；(2)获取星敏感器理论测量姿态矩阵CSI、星敏感器光轴噪声指标σx、星敏感器横轴噪声指标σz，计算得到随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC为tempC=CSI+randn(σx)randn(σx)randn(σx)000randn(σz)randn(σz)randn(σz)]]>式中，randn(σ)表示产生均值为0、均方差为σ的高斯噪声，σ的取值为σx或者σz；(3)对随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC进行正交归一化处理，得出星敏感器实际测量姿态矩阵其中，为的第1行，为的第2行，为的第3行，norm为向量L2范数归一化函数，×为向量叉乘算子C‾SI3=norm(tempC3)C‾SI2=norm(tempC3×tempC1)C‾SI1=norm(C‾SI2×C‾SI3);]]>转入步骤(9)；(4)获取星敏感器在所安装卫星的本体坐标系下的的等效安装偏差Δx、Δy、Δz，计算得到星敏感器安装偏差矩阵ΔCSB为ΔCSB＝Ry(Δy)·Rx(Δx)·Rz(Δz)其中，Rx(υ)为绕卫星本体坐标系中X轴转动角度υ时的方向余弦阵、Ry(υ)为绕卫星本体坐标系中Y轴转动角度υ时的方向余弦阵、Rz(υ)为绕卫星本体坐标系中Z轴转动角度υ时的方向余弦阵；(5)获取星敏感器的理论安装矩阵CSB、卫星惯性姿态矩阵CBI，计算得到当前星敏感器的实际测量姿态矩阵为C‾SI=ΔCSB·CSB·CBI;]]>转入步骤(9)；(6)接收外部发送的旋转轴选择指令，并选择旋转轴，获取星敏感器干扰幅值AST、星敏感器干扰周期TST，当选择的旋转轴为光轴时，计算得到干扰影响下的星敏感器测量误差矩阵ΔCX为ΔCX=Rx(ASTsin2πtTST);]]>当选择的旋转轴为横轴时，计算得到干扰影响下的星敏感器测量误差矩阵ΔCZ为ΔCZ=Rz(ASTsin2πtTST);]]>然后根据星敏感器测量误差矩阵ΔCX或ΔCZ、理论测量姿态矩阵CSI，计算当前星敏感器实际测量姿态矩阵为或转入步骤(9)；其中，t为星敏感器测量时刻；所述的旋转轴选择指令包括光轴或者横轴；所述的旋转轴包括光轴、横轴；(7)获取当前历元时，然后计算星敏感器的岁差补偿矩阵CPR为CPR=10-ψsinϵ-θA01θAζA-Δϵψsinϵ+θA-θAζA+Δϵ1]]>其中，ζA、θA、ε、ψ、Δε为岁差描述参数；(8)获取星敏感器的理论测量姿态矩阵CSI，计算得到当前星敏感器实际测量姿态矩阵为C‾SI=CSI·CPR]]>转入步骤(9)；(9)计算当前星敏感器实际测量姿态矩阵对应的四元数然后获取星敏感器实际测量输出的四元数qSI，计算得到误差四元数为q~=qSI-1⊗q‾SI]]>式中，为qSI的共轭四元数，为四元数乘法算子；然后根据误差四元数计算得到当前星敏感器的三轴等效姿态误差ex、ey、ez为ex=2q~(1)]]>ey=2q~(2)]]>ez=2q~(3)]]>式中，表示误差四元数的第i个分量，i＝1，2，3。...

【技术特征摘要】
1.一种多探头星敏感器融合姿态测试方法，其特征在于包括如下步骤：(1)当进行随机误差测试时转入步骤(2)，当进行系统误差测试时，转入步骤(4)，当进行周期误差测试时，转入步骤(6)，当进行岁差光行差测试时，转入步骤(7)；(2)获取星敏感器理论测量姿态矩阵CSI、星敏感器光轴噪声指标σx、星敏感器横轴噪声指标σz，计算得到随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC为tempC=CSI+randn(σx)randn(σx)randn(σx)000randn(σz)randn(σz)randn(σz)]]>式中，randn(σ)表示产生均值为0、均方差为σ的高斯噪声，σ的取值为σx或者σz；(3)对随机误差下的星敏感器测量姿态矩阵tempC进行正交归一化处理，得出星敏感器实际测量姿态矩阵其中，为的第1行，为的第2行，为的第3行，norm为向量L2范数归一化函数，×为向量叉乘算子C‾SI3=norm(tempC3)C‾SI2=norm(tempC3×tempC1)C‾SI1=norm(C‾SI2×C‾SI3);]]>转入步骤(9)；(4)获取星敏感器在所安装卫星的本体坐标系下的的等效安装偏差Δx、Δy、Δz，计算得到星敏感器安装偏差矩阵ΔCSB为ΔCSB＝Ry(Δy)·Rx(Δx)·Rz(Δz)其中，Rx(υ)为绕卫星本体坐标系中X轴转动角度υ时的方向余弦阵、Ry(υ)为绕卫星本体坐标系中Y轴转动角度υ时的方向余弦阵、Rz(υ)为绕卫星本体坐标系中Z轴转动角度υ时的方向余弦阵；(5)获取星敏感器的理论安装矩阵CSB、卫星惯性姿态矩阵CBI，计算得到当前星敏感器的实际测量姿态矩阵为C‾SI=ΔCS...

【专利技术属性】
技术研发人员：斯祝华，严新颖，丰平，于嘉茹，刘一武，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11