亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统技术方案

一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，利用导星仪和星敏感器的光轴测量输出，实现对星敏感器光轴基准偏差的亚角秒精度标定，为实现极高精度姿态确定的必要步骤。由于星敏感器和导星仪的横轴测量输出相比光轴差一个量级以上，与传统利用星敏感器输出四元数对星敏感器矩阵进行标定的方法相比，本发明专利技术方法避免了在标定过程中引入星敏感器和导星仪等的横轴测量输出，因此采用本发明专利技术方法对星敏感器光轴的标定精度更高，可满足航天器应用对姿态确定所提出的极高精度需求。

【技术实现步骤摘要】
亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统。
技术介绍
随着航天器技术的不断发展，对航天器的姿态确定精度、姿态控制精度等提出了更高的要求，其中极高精度姿态控制也以极高精度姿态确定为基础。极高精度姿态确定依赖于极高精度的姿态敏感器，如现有极高精度姿态确定系统均采用极高精度的星敏感器来获得航天器的姿态。但对极高精度姿态确定系统来说，除了星敏感器自身的测量精度的提升外，还需要保证星敏感器的安装矩阵的精度。由于受地面精测条件的限制，以及在轨的应力释放和热形变等的影响，星敏感器的安装矩阵需要经过在轨标校，消除敏感器安装矩阵的系统差，才能保证基于星敏感器确定的航天器姿态的精度。目前航天器姿态系统一般基于星敏间的测量一致性进行星敏感器的安装矩阵的标定，标定过程中同时实现星敏感器三轴安装误差的标定。由于星敏感器的横轴的测量精度较光轴差一个量级以上，且该测量精度对最终的标定精度有影响，因此上述方法不能满足极高精度姿态确定的需求。<br>专利技本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于步骤如下：/n通过航天器上安装的星敏感器和导星仪分别获得姿态测量信息和姿态基准信息；/n进行星敏感器光轴标定；/n进行星敏感器光轴指向误差修正；/n进行星敏感器安装矩阵正交化，从而完成星敏感器光轴测量基准偏差标定。/n

【技术特征摘要】
1.一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于步骤如下：
通过航天器上安装的星敏感器和导星仪分别获得姿态测量信息和姿态基准信息；
进行星敏感器光轴标定；
进行星敏感器光轴指向误差修正；
进行星敏感器安装矩阵正交化，从而完成星敏感器光轴测量基准偏差标定。


2.根据权利要求1所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：航天器安装有3个星敏感器，沿航天器Z轴安装有导星仪，即导星仪在航天器本体系下的描述为导星仪输出航天器Z轴指向，即姿态基准信息；
航天器采用星敏感器来确定其在轨飞行时的姿态，每个星敏感器三个坐标轴在航天器本体系下的安装初值设为Xs，i，Ys，i，Zs，i，i＝1～3，均经过地面精测得到；令δ0，i＝acos(Zs，i(3))表示星敏感器光轴与ZG的夹角，λ0，i＝atan2(Zs，i(2)，Zs，i(1))表示星敏感器光轴在垂直于ZG的平台内的方位角；i为星敏感器序号。


3.根据权利要求2所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：所述进行星敏感器光轴标定，具体包括：
(1)根据星敏感器光轴在航天器本体系下的安装初值Zs，i，计算误差观测矩阵C，如下：



其中，
sδ0，i＝sin(δ0，i)
cδ0，i＝cos(δ0，i)
sλ0，i＝sin(λ0，i)
cλ0，i＝cos(λ0，i)
Δ1，ij＝cδ0，i·cλ0，i·cλ0，j·sδ0，j+cδ0，i·sδ0，j·sλ0，i·sλ0，j-cδ0，j·sδ0，i
Δ2，ij＝cδ0，j·cλ0，j·cλ0，i·sδ0，i+cδ0，j·sδ0，i·sλ0，i·sλ0，j-cδ0，i·sδ0，j
Δ3，ij＝cλ0，i·sδ0，i·cδ0，j·sλ0，j-cλ0，j·sδ0，i·sδ0，j·sλ0，i
Δ4，ij＝cλ0，j·sδ0，j·cδ0，i·sλ0，i-cλ0，i·sδ0，j·sδ0，i·sλ0，j
i＝1～3，j＝1～3；
(2)根据星敏感器光轴在航天器本体系下的安装初值Zs，i，计算星敏感器与导星仪、以及星敏感器间夹角的标称余弦向量Y0，如下：



其中，
sδ0，i＝sin(δ0，i)
cδ0，i＝cos(δ0，i)
sλ0，i＝sin(λ0，i)
cλ0，i＝cos(λ0，i)
Δ0，ij＝cδ0，i·cδ0，j+sδ0，i·sδ0，j·sλ0，i·sλ0，j+cλ0，i·cλ0，j·sδ0，i·sδ0，j
i＝1～3，j＝1～3；
(3)在标定开始前，令标定状态向量X0为5×1维的零向量，令初始的协方差矩阵P为5×5的对角矩阵，对角线元数取10-10；
(4)在标定过程中，每个测量周期采集星敏感器光轴的姿态测量结果Zm，i，i＝1～3，以及导星仪的光轴测量结果ZmG，再根据所述标称余弦向量Y0，计算修正新息ΔY＝Yk-Y0，其中



dot()表示两个矢量的点乘；
(5)利用所述误差观测矩阵C和修正新息ΔY，进行标定过程滤波，如下
P1＝P+Γ×Q×ΓT
K＝P1×CT×[C×P1×CT+R]-1
Xk＝Xk_1+K×[ΔY-C×Xk_1]
P＝[I5×5-Kk×C]×P1
其中，下标k表示第k个标定周期，k-1表示前一个标定周期；噪声传递矩阵Γ＝I5×5ΔT，ΔT为标定周期，I5×5表示5阶单位矩阵；Q为系统噪声方差矩阵；P1为计算得到的系统协方差矩阵；P为前一标定周期的协方差矩阵；R为测量噪声方差矩阵；K为计算得到的增益矩阵；Xk_1为前一个标定周期计算得到的标定状态向量，Xk为当前标定周期的标定状态向量；
(6)重复步骤(4)、步骤(5)直至标定过程结束，记录最终的标定状态向量设为为最后一次得到的Xk。


4.根据权利要求3所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：所述进行星敏感器光轴指向误差修正，具体为：
根据所记录最终的标定状态向量对星敏感器光轴指向进行修正，如下：



其中，Z′s，i为修正后的星敏感器光轴指向，i＝1～3，λs，1＝0；δs，i表示δ0，i的修正量，λs，i表示λ0，i的修正量。


5.根据权利要求4所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：所述进行星敏感器安装矩阵正交化，具体为：
根据修正后的星敏感器光轴指向，对星敏感器的安装矩阵进行正交化处理，得到经过标定后的星敏感器三轴安装矢量：
Y′s1，i＝cross(Z′s，i，Xs，i)



X′s，i＝cross(Y′s，i，Z′s，i)
其中，cross()表示两个矢量的叉乘。
则，X′s，i，Y′s，i，Z′s，i为经过标定得到的新的星敏感器安装矩阵。


6.根据权利要求3所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：测量噪声方差矩阵R的计算公式如下：



其中，diag{}表示对角矩阵，表示星敏感器与导星仪间夹角的测量噪声方差，表示星敏感器间的光轴夹角的测量噪声方差；为星敏感器的光轴测量方差，为导星仪的光轴测量方差。


7.根据权利要求3所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：系统噪声方差矩阵Q的计算公式如...

【专利技术属性】
技术研发人员：田科丰，宗红，张春青，王淑一，郭子熙，刘羽白，
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