提高卫星姿态确定精度的方法技术

本发明专利技术涉及卫星分析领域，尤其涉及提高卫星姿态确定精度的方法，包括：根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型；将所述不确定性系统模型规范化为鲁棒滤波算法的迭代结构形式；基于估计误差方差最小化，确定鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵；根据鲁棒滤波算法的迭代结构形式和加权矩阵，构建新型鲁棒滤波算法；将新型鲁棒滤波算法对卫星姿态测量数据进行数据处理。本发明专利技术可以抑制星敏感器相对安装误差对卫星姿态确定的影响，从而提高卫星姿态确定精度。

A method to improve the accuracy of satellite attitude determination

The invention relates to the field of satellite analysis, especially the method to improve the accuracy of satellite attitude determination, including: Based on the relative installation error of the star sensor, the uncertainty system model of the satellite attitude determination system is constructed, and the uncertain system model is normalized to the iterative structure of the Lu Banglv wave algorithm; The error variance is minimized, and the weighted matrix in the iterative structure of the robust filtering algorithm is determined, and a new robust filtering algorithm is constructed based on the iterative structure form and weighted matrix of the robust filtering algorithm, and the new robust filtering algorithm is used for data processing of satellite attitude measurement data. The invention can restrain the influence of relative installation error of star sensor on satellite attitude determination, thereby improving the accuracy of satellite attitude determination.

【技术实现步骤摘要】
提高卫星姿态确定精度的方法
本专利技术涉及卫星分析领域，尤其涉及提高卫星姿态确定精度的方法。
技术介绍
星敏感器/陀螺组合定姿模式以陀螺为基准，星敏感器对陀螺漂移进行校正，采用Kalman(卡尔曼)滤波器处理测量数据，得到卫星姿态的估计值。Kalman滤波是基于线性状态空间模型设计的，要求模型形式和参数是精确已知的，且系统噪声为高斯白噪声。但是，在实际应用过程中，由于卫星(特别是复杂卫星)在轨运行期间中不可避免地受到振动、抖动、温度变化、星体形变等各种环境和卫星轨道因素的影响，致使星敏感器姿态测量误差特性发生较大的改变。此时，星敏感器的测量误差可分为三部分，相对安装误差、低频周期误差和随机误差。测量随机误差可通过滤波算法削弱；在现有文献中，有根据星敏感器低频周期误差对陀螺漂移估计的影响，结合陀螺漂移估计与低频周期误差的解析关系式，给出星敏感器低频周期误差辨识与补偿的方法。然而，星敏感器相对安装误差的存在会导致输出的姿态信息不一致，因此，是影响卫星姿态确定精度的主要因素之一。为了减小或克服由于星体变形造成的星敏感器之间的相对安装误差，国内外已开展了相应研究，包括硬件优化设计和在轨标定算法设计。在硬件优化设计中，应将星敏感器的多个光头应安装在同一基座上或者将星敏感器和有效载荷安装在同一基准面上，HYDRA星敏感器和日本的ALOS卫星分别采用了如上两种优化设计模式。此外，在星敏感器之间或在星敏感器和有效载荷之间进行校准也是减小相对安装误差影响的有效途径之一。此外，有学者给出了对陀螺的安装误差和刻度系数误差进行校准的方法。然而，星敏感器相对安装误差经过校准后，不可避免会剩余一部分残差，称之谓模型的不确定性误差。尽管通过调节Kalman滤波器中系统噪声和测量噪声的方差阵可以削弱上述不确定性误差的影响。但是，理论上，人为调节滤波参数的作法缺乏依据。实践中，手工调节滤波参数往往比较困难，参数选择不当会造成滤波性能下降。
技术实现思路
本专利技术提供的提高卫星姿态确定精度的方法，可以克服星敏感器相对安装误差经过校准后的不确定性误差，从而使卫星姿态确定精度提高。本专利技术提供的提高卫星姿态确定精度的方法，包括：根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型；将所述不确定性系统模型规范化为鲁棒滤波算法的迭代结构形式；基于估计误差方差最小化，确定鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵；根据鲁棒滤波算法的迭代结构形式和加权矩阵，构建新型鲁棒滤波算法；将新型鲁棒滤波算法对卫星姿态测量数据进行数据处理。在本专利技术中，构建了新型鲁棒滤波算法，有效克服星敏感器相对安装误差或其校准后剩余残差的影响；并且，在构建新型鲁棒滤波算法的时候是基于估计误差方差最小化，这样就对算法的参数进行了优化，使得滤波算法不需要验证存在性条件，便于在线应用。因此，将本专利技术提供的新型鲁棒滤波算法用于对卫星姿态测量数据进行数据处理，可以有效提高姿态确定精度。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术实施例的方法流程图；图2为不同滤波算法下的卫星姿态估计误差。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。如图1所示，本专利技术提供的提高卫星姿态确定精度的方法，包括：101、根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型；102、将所述不确定性系统模型规范化为鲁棒滤波算法的迭代结构形式；103、基于估计误差方差最小化，确定鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵；104、根据鲁棒滤波算法的迭代结构形式和加权矩阵，构建新型鲁棒滤波算法；105、将新型鲁棒滤波算法对卫星姿态测量数据进行数据处理。进一步地，所述根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型，具体包括：根据星敏感器的相对安装误差，获取具有相对安装误差项的测量方程；根据卫星姿态状态方程和所述测量方程，得到确定姿态系统的不确定性系统模型。更进一步地，所述测量方程为：其中，和是根据星敏感器测量输出得到的姿态误差四元数，下标A、B和C用于区分不同的星敏感器；所述相对安装误差项为星敏感器B和C相对于星敏感器A的安装误差角向量；ψB＝[ψBxψByψBz]T和ψC＝[ψCxψCyψCz]T分别是星敏感器B和C相对于星敏感器A的安装误差角向量，vA、vB和vC是测量噪声。所述相对安装误差项的矩阵表达形式为：其中，i＝B，C。再进一步地，其特征在于，所述卫星姿态状态方程为：其中，表示误差四元数的矢量部分，δb=[δbxδbyδbz]T表示陀螺漂移误差，为通过陀螺测量获得的航天器姿态角速率；矩阵为：ηa是陀螺的角度随机游走噪声，ηa的方差为ηr是陀螺角速率随机游走噪声，ηr的方差为σa和σr分别为角度随机游走系数和角速率随机游走系数，I和0分布为相应维数的单位矩阵和零矩阵。还进一步地，所述卫星姿态确定系统的不确定性系统模型为：xk＝Fkxk-1+wk(5)yk＝(Hk+δHk)xk+vk(6)其中，xk为卫星姿态确定系统的状态变量，包括误差四元数的矢量部分和陀螺漂移误差部分，Fk为状态转移矩阵，yk为卫星姿态确定系统的观测量，Hk为系统观测矩阵，δHk为由星敏感器相对安装误差引起的不确定项，wk和vk为不相关的系统过程噪声和系统测量噪声，满足零均值，协方差阵分别为Qk和Rk。又进一步地，将所述不确定性系统模型规范化的模型为求解如下最大最小问题：其中优化函数为：其中，为系统状态变量的估计值，为状态变量的预测值，和分别为状态预测残差和观测预测残差的加权矩阵，符号||||2为向量的2-范数。在上述技术方案中，所述鲁棒滤波算法的迭代结构形式为：其中，Kk为卡尔曼增益矩阵，形式如下：其中，刻度因子形式如下：α为一小正数，Mk、Ek及Gk分别为描述星敏感器相对安装误差的刻度矩阵，I为相应维数的单位矩阵，符号||·||表示矩阵的最大奇异值。进一步地，所述鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵为：其中，ε为给定的正常数，Sk|k-1为估计误差方差一步预测值，而估计误差方gx为调节因子，为刻度因子，Mk、Ek及Gk分别为描述星敏感器相对安装误差的刻度矩阵，Rk为系统测量噪声的协方差阵，I为相应维数的单位矩阵。更进一步地，所述新型鲁棒滤波算法模型为：其中，为系统状态变量的估计值，为状态变量的预测值，Kk为卡尔曼增益矩阵，yk为卫星姿态确定系统的观测量，Hk为系统观测矩阵，Fk为状态转移矩阵，Σk为估计误差方差，为观测噪声协方差阵的改进值，ε为给定的正常数，Qk为系统过程噪声的协方差阵，gx为调节因子，Mk为描述星敏感器相对安装误差的刻度矩阵，Rk为系统测量噪声的协方差阵。以下结合应用实例对本专利技术实施例上述技术方案进行详细说明：本实施例中，以星敏本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述方法包括：根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型；将所述不确定性系统模型规范化为鲁棒滤波算法的迭代结构形式；基于估计误差方差最小化，确定鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵；根据鲁棒滤波算法的迭代结构形式和加权矩阵，构建新型鲁棒滤波算法；将新型鲁棒滤波算法对姿态测量数据进行数据处理。

【技术特征摘要】
1.一种提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述方法包括：根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型；将所述不确定性系统模型规范化为鲁棒滤波算法的迭代结构形式；基于估计误差方差最小化，确定鲁棒滤波算法的迭代结构形式中的加权矩阵；根据鲁棒滤波算法的迭代结构形式和加权矩阵，构建新型鲁棒滤波算法；将新型鲁棒滤波算法对姿态测量数据进行数据处理。2.根据权利要求1所述的提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述根据星敏感器的相对安装误差，构建卫星姿态确定系统的不确定性系统模型，具体包括：根据星敏感器的相对安装误差，获取具有相对安装误差项的测量方程；根据卫星姿态状态方程和所述测量方程，得到卫星姿态确定系统的不确定性系统模型。3.根据权利要求2所述的提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述测量方程为：其中，和是根据星敏感器测量输出得到的姿态误差四元数，下标A、B和C用于区分不同的星敏感器；所述相对安装误差项为星敏感器B和C相对于星敏感器A的安装误差角向量；ψB=[ψBxψByψBz]T和ψC＝[ψCxψCyψCz]T分别是星敏感器B和C相对于星敏感器A的安装误差角向量，vA、vB和vC是测量噪声。所述相对安装误差项的矩阵表达形式为：其中，i＝B，C。4.根据权利要求3所述的提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述卫星姿态状态方程为：其中，表示误差四元数的矢量部分，δb＝[δbxδbyδbz]T表示陀螺漂移误差，为通过陀螺测量获得的航天器姿态角速率；矩阵为：ηa是陀螺的角度随机游走噪声，ηa的方差为ηr是陀螺角速率随机游走噪声，ηr的方差为σa和σr分别为角度随机游走系数和角速率随机游走系数，I和0分布为相应维数的单位矩阵和零矩阵。5.根据权利要求4所述的提高卫星姿态确定精度的方法，其特征在于，所述卫星姿态确定系统的不确定性系统模型为：xk＝Fkxk-1+wk(5)yk...

【专利技术属性】
技术研发人员：王炯琦，陈彧赟，周海银，矫媛媛，何章鸣，周萱影，侯博文，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43