一种基于预测滤波和UPF航天器自标定方法技术

一种基于预测滤波和ＵＰＦ航天器自标定方法，涉及航天导航技术领域，可应用航天器陀螺自标定，特别涉及一种基于预测滤波和ＵＰＦ（ＵｎｓｃｅｎｔｅｄＰａｒｔｉｃｌｅ　　Ｆｉｌｔｅｒ）信息融合的惯性／星光组合航天器自标定方法，进而适用于航天器的导航定姿。首先建立航天器自标定状态方程，然后以星敏感器观测得到的姿态信息作为量测量建立系统的量测方程，最后采用基于预测滤波和ＵＰＦ航天器自标定算法估计并修正陀螺的漂移误差，得到高精确的航天器姿态。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天导航
，可应用航天器陀螺自标定，特别涉及一种基于预测滤波和UPF(Unscented Particle Filter，给出中文名称)信息融合的惯性/星光组合航天器自标定方法，进而适用于航天器的导航定姿。
技术介绍
随着国民经济的发展，急需利用宽幅大范围卫星对海洋、环境、农林等资源进行高分辨率的对地观测与监控，目前国内外还都是利用幅宽窄、成本高的航天器来实现。为有效实现此任务必须突破高精度的航天器定姿技术。航天器长期在空间飞行，其自主姿态确定非常重要，所以航天器上除装有各种姿态敏感器外，常装有自主定向的陀螺仪，由于航天器在空间长期飞行，陀螺仪的工作时间很长，由于存在陀螺的漂移误差，必须对其进行的标定和校准，以便补偿陀螺仪的漂移误差，进而提高空间机动平台的自主定姿精度。由于航天器在空间飞行，处于失重状态，并且能源有限不能做大机动，不能采用地面的传统多位置标定方法进行航天器陀螺仪标定。目前现有的航天器陀螺仪标定主要有两种方式一种是根据航天器姿态测量信息计算角速度，然后与陀螺仪输出比较，获得陀螺仪误差系数的估计；另一种是根据陀螺仪输出的角速度信息积分得到姿态信息，然后与姿态测量比较，由此获取陀螺仪误差系数的估计。两种方法没有建立精确的陀螺模型，算法简单精度较低，因此现有技术无法满足高精度航天器自标定的要求，也就不能提高航天器的定姿精度。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种基于预测滤波和UPF航天器自标定方法，可实现利用星敏感器观测信息进行航天器自标定，进而提高航天器姿态确定精度。本专利技术的技术解决方案是一种基于预测滤波和UPF航天器自标定方法，首先建立基于精确陀螺模型和姿态运动学的航天器自标定状态方程，然后以星敏感器观测得到的姿态信息作为量测量建立系统的量测方程，最后采用基于预测滤波和UPF航天器自标定算法估计并修正陀螺的漂移误差，进而得到航天器姿态。具体步骤为(1)建立基于精确陀螺模型和姿态运动学的航天器自标定状态方程；(2)建立以星敏感器观测得到的姿态信息作为量测量建立系统的量测方程；(3)采用预测滤波进行模型误差预测；(4)采用UPF算法进行状态估计，完成航天器自标定，并输出导航信息。本专利技术的原理是惯性测量系统能够自主、连续、实时地精确测量航天器的位置、速度和姿态，但是由于陀螺漂移误差的存在，导致惯性测量系统的姿态误差随时间积累，无法满足航天器长时间在轨运行的要求。星敏感器以天空中的天体作为信息源，能提供精度高且不随时间漂移的姿态信息。将惯性测量系统与天体敏感器组合，利用天体敏感器提供的姿态信息，不仅可以修正惯性测量系统的姿态误差，还可以在线标定出陀螺的漂移误差，提供长期连续输出高精度姿态信息。利用高精度的航天器自标定模型，结合星敏感器观测确定的航天器的三轴姿态信息。并采用预测滤波和UPF滤波算法，实现航天器自标定。本专利技术与现有技术相比的优点在于(1)克服了现有航天器自标定模型采用的陀螺模型不准确的不足，建立具有精确陀螺模型的航天器自标定模型；(2)采用UPF滤波算法，克服了EKF和UKF只能应用于系统噪声为高斯白噪声的不足，适合于非线性、噪声非告斯的系统模型，并采用预测滤波实时修正系统模型，能够取得比EKF和UKF更快的滤波收敛性和更高的滤波精度。附图说明图1为本专利技术的一种基于预测滤波和UPF航天器自标定方法的流程图；具体实施方式如图1所示，本专利技术具体实现步骤如下1、建立基于姿态运动学的航天器自标定状态方程(1)陀螺量测模型考虑陀螺误差源对陀螺的漂移误差影响，建立精确的陀螺模型，将陀螺误差源(如刻度因子误差，不对准误差，陀螺常值漂移，陀螺输出噪声)建入陀螺模型得ωg＝ω+b+gsf+gma+na(1)式中，ωg为陀螺测量值，ω为陀螺真值，b为陀螺的常值漂移，gsf为陀螺刻度因数误差，gma陀螺不对准误差，na为陀螺输出噪声。gsf＝diag()·ω(2)gma=gmaxgmaygmaz=0gxygxzgyx0gyzgzxgzy0·ωxωyωz---(3)]]>其中ωx，ωy，ωz为ω的分量形式。gsfx，gsfy，gsfz为gsf的对应分量，gmax，gmay，gmaz，gxy，gxz，gyz，gyx，gzx，gzy为gma的对应分量。将式(2)和式(3)代入式(1)得ωgx=ωx+bx+gsfx·ωx+gxy·ωy+gxz·ωz+naxωgy=ωy+by+gsfy·ωy+gyx·ωx+gyz·ωz+nayωgz=ωz+bz+gsfz·ωz+gzx·ωx+gzy·ωy+naz---(4)]]>其中ωgx，ωgy，gz，为ωg的分量形式。陀螺常值漂移b用一个随机游走过程表示b·=nb,]]>nb是陀螺随机游走噪声。由于航天器飞行时间长，环境变化复杂，陀螺刻度因数误差gsf和不正交误差gma采用指数相关随机过程表示，设为一阶马尔可夫过程过程，g·sf=-1τsfgsf+nsf,]]>g·ma=-1τmagma+nma,]]>τsf和τma为时间相关常数，na、nb、nsf和nma为系统模型噪声且互不相关。(2)航天器姿态运动学方程航天器的姿态用本体坐标系相对于惯性坐标系的四元数q表示，定义为q=T(5)式中，e=为四元数矢量部分，g为四元数标量部分。由四元数所表示的星体运动学方程为q·=12Ω(ω)]]>q=12q⊗ω---(6)]]>式中，ω＝T是星体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度，Ω(ω)=-ω-ωT0,]]>=0-ωzωyωz0-ωx-ωyωx0.]]>(3)系统状态方程四元数存在范数约束，如果选择四元数的四个分量作为状态变量，则方差阵是奇异的，这种奇异性随着方差递推的进行将无法得到保证。为了避开方差阵奇异的问题，采用乘性四元数定义真实四元数q与四元数计算值 之间的误差四元数为状态变量δq=q^-1&本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于预测滤波和ＵＰＦ航天器自标定方法，其特征在于：（１）建立基于精确陀螺模型和姿态运动学的航天器自标定状态方程；（２）建立以星敏感器观测得到的姿态信息作为量测量建立系统的量测方程；（３）采用预测滤波进行模型误差预 测；（４）采用ＵＰＦ算法进行状态估计，完成航天器自标定，并输出导航信息。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：房建成，徐帆，韩晓英，全伟，宫晓琳，钟慧敏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]