The invention belongs to the technical field of attitude and orbit control, and relates to a method for measuring high-frequency attitude of spacecraft by using low-frequency attitude sensor. The method includes the following steps: S1 obtains the original attitude estimation of spacecraft using traditional attitude determination method; S2 fuses the original attitude estimation of spacecraft with N groups of different frequencies; S3 recovers the high frequency attitude data from the fused original attitude estimation of spacecraft. The method of the invention can realize high frequency attitude estimation of spacecraft only by using conventional sampling frequency attitude sensors, and can achieve high accuracy; the method utilizes the sparsity of high frequency attitude of spacecraft in frequency domain; the high frequency attitude data of spacecraft can be recovered from low frequency attitude measurement data by compressive sensing technology; the simulation results show that the method can measure high frequency attitude data of spacecraft. Frequency attitude and good robustness to errors. By adding attitude sensors and improving reconstruction algorithm, the accuracy of high frequency attitude measurement can be further improved.
【技术实现步骤摘要】
利用低频测姿传感器对航天器高频姿态进行测量的方法
本专利技术属于姿轨控
，涉及一种通过压缩感知原理，利用低频测姿传感器，实现对于航天器高频姿态进行测量的方法。
技术介绍
高频姿态确定在航天器姿态控制中扮演着关键的角色。高频振荡是航天器姿态确定中的一个关键误差源。这类振动通常超过了传统陀螺和星敏的测量范围。所以，当高频振荡存在时，传统姿态确定系统的性能总是不让人满意。基于最近的研究，我们发现主要有两类典型的方法来处理高频姿态振荡。一是提高姿态确定和控制系统的精度来抑制振荡。但是，无论尽多大的努力，高频振荡始终难以得到完全抑制。另外一类方法是利用宽频带的姿态传感器对高频姿态进行测量。这类的研究经常见于高精度对地观测卫星遥感图像的应用中。基于高采样率的姿态传感器视线对高频振荡测量的技术已经被应用于先进对地观测卫星(ALOS)中。这类方法严重依赖于高性能的姿态传感器，但这类传感器通常难以获得。所以，很有必要研究利用低频测姿传感器实现对于高频姿态进行测量的方法。
技术实现思路
为解决现有低频率姿态传感器难以实现对于航天器高频姿态抖动测量的问题，本专利技术提出了一种能够以低...
【技术保护点】
1.一种利用低频测姿传感器对航天器高频姿态进行测量的方法，其特征在于，该方法包括以下三个步骤：S1利用传统测姿方法获取航天器原始姿态估计值，具体步骤如下：S1.1利用一组星敏以及N组具有不同采样频率的陀螺对航天器姿态进行初步测量，N≥2；S1.2将星敏测量数据和N组不同采样频率陀螺测量得到的数据，分别输入到N组间接kalman滤波器进行处理，最后得到N组不同频率的航天器原始姿态估计值，具体步骤如下：S1.2.1确定噪声方差矩阵
【技术特征摘要】
1.一种利用低频测姿传感器对航天器高频姿态进行测量的方法，其特征在于，该方法包括以下三个步骤：S1利用传统测姿方法获取航天器原始姿态估计值，具体步骤如下：S1.1利用一组星敏以及N组具有不同采样频率的陀螺对航天器姿态进行初步测量，N≥2；S1.2将星敏测量数据和N组不同采样频率陀螺测量得到的数据，分别输入到N组间接kalman滤波器进行处理，最后得到N组不同频率的航天器原始姿态估计值，具体步骤如下：S1.2.1确定噪声方差矩阵其中Q表示状态转移噪声方差矩阵，R表示测量噪声方差矩阵，I3×3表示三阶单位矩阵，δg表示陀螺测量噪声均方根，δb表示陀螺漂移无误差均方根，σθ,σψ分别表示三个姿态角测量误差均方根；S1.2.2进行状态值估计：表示上一时刻的系统状态估计值，表示下一时刻的系统状态估计值，k表示当前时刻，Φk-1为状态转移矩阵，定义如下所示：Φk-1≈I6×6+FΔt其中Δt为陀螺测量值的采样间隔，表示陀螺测量值，I6×6表示六阶单位矩阵；S1.2.3确定一步估计均方误差：Pk/k-1＝Φk-1Pk-1/k-1Φk-1+Q，Pk-1/k-1表示前一时刻的估计均方误差，Pk/k-1为下一时刻估计均方误差；S1.2.4确定系统的滤波增益：Kk表示滤波增益，Hk表示当前时刻的观测矩阵，其定义如下：tk表示姿态数据的时间，X(tk)表示表示当前时刻系统状态量，h[X(tk),tk]表示当前时刻系统状态观测量；S1.2.5进行状态值估计：Zk表示星敏测量值，表示当前时刻的系统状态估计值，表示当前时刻系统状态观测值的估计；S1.2.6确定当前时刻估计均方误差：Pk|k＝(I6×6-KkHk)Pk|k-1；S1.2.7重复S1.2.2-S1.2.6，直到对所有时刻系统状态进行估计；S1.2.8最终得到N组不同频率的航天器原始姿态估计值；S2融合N组不同频率的航天器原始姿态估计值：为了模拟对于航天器姿态数据的非均匀性采样，将N组不同频率的航天器原始姿态估计值数据按照时间进行融合：Af1＝[Af1(t0)Af1(t3)…Af1(tk-1)]Af2＝[Af2(t0)Af2(t2)…Af2(tk)]Af3＝[Af3(t0)...
【专利技术属性】
技术研发人员：汪璞，安玮，李骏，邓新蒲，盛卫东，林再平，
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
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