一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法技术

一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，步骤为：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值；(4)无测量值时，建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)有测量值时，采用导星敏感器的测量值qfm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，实现航天器多级复合控制的姿态高精度确定。
技术介绍
随着天文观测需求不断提升，当代天文光学望远镜控制系统的设计思想和实践发生革命性变化。即由单级控制系统向多级复合控制系统发展，实现天文光学载荷控制性能大幅提升。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。航天器的光学载荷高性能控制离不开航天器多级复合控制系统的姿态高精度确定。目前绝大多数的航天器为单级系统，其姿态确定方法主要通过高精度星敏感器和陀螺测量航天器姿态和角速度信息，采用Kalman滤波实现航天器姿态和角速度的高精度估计。而针对航天器多级复合控制系统，现有的姿态确定方法存在以下不足：1、现有测量配置无法实现航天器多级姿态测量目前的姿态确定系统中常规的测量配置为星敏感器和陀螺只能实现航天器星体的姿态测量，无法直接测量载荷以及快反镜姿态信息，更无法得到星体-载荷之间的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，航天器多级复合控制系统包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜、敏感器；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间；快反镜安装在载荷内部；所述敏感器包括：安装在星体上的陀螺、安装在载荷的测微敏感器、安装在的星敏感器、安装在主动指向超静平台的涡流、安装在载荷内部的导星敏感器、安装在快反镜的涡流敏感器，其特征在于包括如下步骤：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)通过步骤(1)的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型，建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数...

【技术特征摘要】
1.一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，航天器多级复合控制系统包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜、敏感器；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间；快反镜安装在载荷内部；所述敏感器包括：安装在星体上的陀螺、安装在载荷的测微敏感器、安装在的星敏感器、安装在主动指向超静平台的涡流、安装在载荷内部的导星敏感器、安装在快反镜的涡流敏感器，其特征在于包括如下步骤：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型；(2)通过步骤(1)的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型，建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值，若无测量值，进行步骤(4)；若有测量值，则进行步骤(6)；(4)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值qpm、测微敏感器测量值ωpm为输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值qpm、星体陀螺测量值ωbm和主动指向超静平台涡流测量值qbpm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)采用导星敏感器的测量值qfm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值qfm、测微敏感器测量值ωpm和输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值qpm、星体陀螺测量值ωbm和快反镜作动器涡流测量值qpfm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定。2.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，其特征在于：星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型表示为：式中，Jp为载荷质心雅克比矩阵，Xp＝[rp，θp]，rp为载荷平动位移，θp为载荷姿态；Jb为星体质心雅克比矩阵，Xb＝[rb，θb]，rb为星体平动位移，θb为星体姿态；Jfp为快反镜作动器作用力对载荷质心雅克比矩阵；Jff为快反镜作动器作用力对快反镜质心雅克比矩阵。3.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，其特征在于：建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型的具体过程为：快反镜与载荷之间的相对姿态角θpf表示为：快反镜与载荷之间的相对姿态四元数qpfm表示为：载荷与星体平台之间的相对姿态角θbp表示为：载荷与星体平台之间的相对姿态四元数qbpm表示为：4.根据权利要求1所述的一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，其特征在于：步骤(4)中建立的载荷姿态估计误差状态方程表示为：式中，Hp1＝[I3×303×3],up＝[ηωpηbp]，其中，为载荷姿态估计的误差状态矢量；为载荷姿态估计误差四元数，δqpv为δqp的矢量部分；δbp为载荷陀螺常漂估计误差；ηωp、ηbp分别为均值为0且方差分别为σωp、σbp的高斯白噪声；I3×3为3×3的单位阵、03×3为3...

【专利技术属性】
技术研发人员：汤亮，关新，张科备，王有懿，张志方，田科丰，郝仁剑，齐田雨，
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