一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法技术

本发明专利技术涉及一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法。在高分辨光学载荷背板上共基准固连安装高精度星相机、星敏感器、测振陀螺测量设备，在卫星平台上安装三轴光纤陀螺。上述设备联同高分辨率光学载荷一起均采用统一的高精度时间基准。先利用星敏感器和三轴光纤陀螺进行在轨实时组合定姿，定姿精度在轨实时达到角秒量级，再利用高精度星相机、测振陀螺测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，定姿精度最终达到亚角秒级。本发明专利技术可使姿态确定的精度和稳定度同时提升一个数量级，而且细化到光学载荷每行扫描成像时每个成像像素点都可实现亚角秒定姿精度，非常适用于光学遥感卫星的无控制点的高精度几何定位需求。定位需求。定位需求。

【技术实现步骤摘要】
一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法


[0001]本专利技术属于遥感卫星姿态控制
，特别是涉及一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法。

技术介绍

[0002]高分辨率光学遥感卫星的高精度姿态确定是制约高精度几何处理与应用的关键问题。目前国内外在轨运行的高精度三轴稳定卫星中，一般均采用陀螺和星敏感器组成的高精度姿态测量系统，通过卫星的运动学规律建立状态方程，将陀螺和星敏感器的输出通过一定的信息融合算法，获取卫星的姿态信息。星敏感器工作于实时动态测量模式，其测量精度通常最高约为3角秒。然而，为了实现亚角秒级，即小于1角秒的姿态确定，传统的星敏感器已无法满足其测量精度要求。目前亚角秒级的甚高精度星敏感器技术还不成熟，并且价格昂贵、质量大、体积大、功耗大，以上各项成本的巨大代价并不适用于小卫星的应用。并且星敏感器的数据更新率最大也只有10Hz左右，不能实时测量相机指向的快速变化，需要采用新的措施进一步提高测量精度。另外，卫星平台受姿态调整、指向控制、太阳帆板调整、星上运动部件运动等因素影响引起的扰动，使星体产生的一种幅值较小的抖动响应，称为卫星平台颤振，颤振的存在会引起影像空间质量变化，其对卫星整体性能提升的影响日渐突出，对平台颤振进行直接测量显得十分必要。

技术实现思路

[0003]本专利技术针对现有技术的不足，提供一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法。本专利技术提出了基于高精度星相机、星敏感器、测振陀螺测量设备和光纤陀螺的高精度组合定姿系统及方法，定姿精度最终可达亚角秒级。特别是采用了由三个单轴激光陀螺构成的可对高频振动进行测量的测振陀螺设备，克服了传统星敏感器只有几十Hz的数据更新率限制，不仅在几十Hz下可实现亚角秒的定姿精度，而且细化到光学载荷每行扫描成像时（一般线阵相机行频约10KHz量级）每个成像像素点都可对应实现亚角秒定姿精度。本专利技术相比传统方法可使最后获取的姿态确定精度和姿态确定稳定度均提升一个数量级，非常适用于光学遥感卫星的无控制点的高精度几何定位需求。
[0004]为了达到上述目的，本专利技术提供的技术方案是一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，包括以下步骤：步骤1，在高分辨光学载荷背板上共基准固连安装2台高精度星相机、2台星敏感器和1套测振陀螺，在卫星平台上安装1台三轴光纤陀螺；步骤2，将步骤1中安装的设备联同高分辨率光学载荷一起均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步，精度达到微秒量级；步骤3，利用2台星敏感器和三轴光纤陀螺的测量值进行组合定姿，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度；步骤4，利用联合高精度星相机、测振陀螺测量数据和星敏感器进行地面的高精度
组合定姿，得到亚角秒级的卫星姿态确定精度。
[0005]而且，所述步骤1中在高分辨光学载荷背板上固连共基准安装2台高精度星相机、2台星敏感器、1套测振陀螺，其中2台星敏感器正交90
°
安装，2台高精度星相机与星敏感器同指向安装。上述设备实现与高分辨率光学载荷的一体化设计，安装在卫星平台上三轴光纤陀螺不需要与载荷固连安装。高分辨光学相机载荷具有较高的结构刚度和稳定性，能够承载2台高精度星相机、2台星敏感器和1套测振陀螺，预留对应的安装接口，同时在背板三个侧面预留三个基准镜安装基面。在加工时，统一高精度星相机、基准棱镜及高分辨光学相机主镜安装连接面基准。
[0006]而且，所述步骤2中2台高精度星相机、2台星敏感器、1套测振陀螺和1台三轴光纤陀螺等测量设备均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步。卫星计算单元从双频GNSS接收机获取时间整数秒信息，并通过双频GNSS接收机对内输出的秒脉冲进行时间对齐。计算单元内部维持粒度为1微秒的计时器，为整星计时，卫星需要进行授时单机包括2台星敏感器、2台高精度星相机、测振陀螺、三轴光纤陀螺和高分辨光学相机载荷。计算单元读取自身的时间信息对这些设备授时，对授时单机进行时间对齐的秒脉冲信号由双频GNSS接收机发出，用于时间对齐。
[0007]而且，所述步骤3中利用星敏感器、光纤陀螺等姿态敏感器件的输入，选用扩展卡尔曼滤波方法，对卫星的姿态进行实时估计，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度。
[0008]陀螺直接测量卫星星体相对于惯性系的旋转角速度，假定测量坐标系与卫星的体坐标系重合，则陀螺的测量模型为：
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（1）
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（2）式中，为陀螺输出的测量角速度，即观测值；为卫星相对于惯性系的旋转角速度，即真实值；表示陀螺零偏，描述为一阶随机游走过程；和是不相关的零均值白噪声；t为时间。
[0009]陀螺的误差满足：
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（3）式中，和分别表示白噪声序列和的标准差，表示单位阵，表示狄拉克函数：星敏感器测量模型为：
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（4）式中，为星敏感器的测量输出姿态四元数；为真实姿态四元数；为星敏
感器的等效噪声误差，噪声的方差矩阵为，为白噪声的标准方差，表示单位矩阵。
[0010]定义姿态四元数为：，选取偏差姿态四元数的矢量部分和陀螺漂移量估计偏差的组合为状态量，即：
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（5）式中，为状态量，为姿态四元数偏差，为偏移的估计偏差。
[0011]将利用陀螺积分得到的姿态四元数和陀螺输出偏移的估计值分别记为和，和分别为真实姿态四元数和真实陀螺漂移，则和分别定义为：
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（6）得到系统的状态方程为：
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（7）式中，表示反对称矩阵，表示矩阵零矩阵，表示矩阵单位矩阵，和是不相关的零均值白噪声。
[0012]另外，四元数偏差可转化为欧拉角偏差，由于误差四元数对应的姿态估计值是小角度，则：
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（8）定义新的状态量，并令：
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（9）则式（7）可改写为：
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（10）由于星敏感器直接输出三轴姿态角，则观测方程为：
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（11）式中，是零均值白噪声观测误差，标准方差为。
[0013]利用星敏感器得到的姿态四元数和陀螺角速度积分得到的姿态四元数的偏差，作为观测量四元数偏差，则：
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（12）对式（10）进行泰勒展开，取离散时间间隔为，得到离散化方程：
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（13）式中：对式（11）进行泰勒展开，取离散时间间隔为，得到离散化观测方程为：
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（14）式中：
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（15）式（13）和式（14）即为星敏感器和陀螺组合定姿状态方程。
[0014]而且，所述步骤4中将2台高精度星相机、2台星敏感器、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，在高分辨光学载荷背板上共基准固连安装高精度星相机、星敏感器和测振陀螺，在卫星平台上安装三轴光纤陀螺；步骤2，将步骤1中安装的设备联同高分辨率光学载荷一起均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步，精度达到微秒量级；步骤3，利用星敏感器和三轴光纤陀螺的测量值进行组合定姿，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度；步骤4，利用联合高精度星相机、测振陀螺测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，得到亚角秒级的卫星姿态确定精度。2.如权利要求1所述的一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，其特征在于：步骤1中在高分辨光学载荷背板上固连共基准安装2台高精度星相机、2台星敏感器、1套测振陀螺，其中2台星敏感器正交90
°
安装，2台高精度星相机与星敏感器同指向安装，上述设备实现与高分辨率光学载荷的一体化设计，安装在卫星平台上三轴光纤陀螺不需要与高分辨率光学载荷固连安装；高分辨光学相机载荷具有较高的结构刚度和稳定性，能够承载2台高精度星相机、2台星敏感器和1套测振陀螺，预留对应的安装接口，同时在背板三个侧面预留三个基准镜安装基面；在加工时，统一高精度星相机、基准棱镜及高分辨光学相机主镜安装连接面基准。3.如权利要求2所述的一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，其特征在于：步骤2中2台高精度星相机、2台星敏感器、1套测振陀螺和1台三轴光纤陀螺等测量设备均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步；卫星计算单元从双频GNSS接收机获取时间整数秒信息，并通过双频GNSS接收机对内输出的秒脉冲进行时间对齐；计算单元内部维持粒度为1微秒的计时器，为整星计时，卫星需要进行授时单机包括2台星敏感器、2台高精度星相机、测振陀螺、三轴光纤陀螺和高分辨光学相机载荷；计算单元读取自身的时间信息对这些设备授时，对授时单机进行时间对齐的秒脉冲信号由双频GNSS接收机发出，用于时间对齐。4.如权利要求3所述的一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，其特征在于：步骤3中利用星敏感器、光纤陀螺等姿态敏感器件的输入，选用扩展卡尔曼滤波方法，对卫星的姿态进行实时估计，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度。5.如权利要求4所述的一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定设计与实现方法，其特征在于：步骤3中陀螺直接测量卫星星体相对于惯性系的旋转角速度，假定测量坐标系与卫星的体坐标系重合，则陀螺的测量模型为：
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（1）
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（2）式中，为陀螺输出的测量角速度，即观测值；为卫星相对于惯性系的旋转角速度，即真实值；表示陀螺零偏，描述为一阶随机游走过程；和是不相关的零均值白噪声；t为时间；陀螺的误差满足：
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（3）式中，和分别表示白噪声序列和的标准差，表示单位阵，表示狄拉克函数：星敏感器测量模型为：
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（4）式中，为星敏感器的测量输出姿态四元数；为真实姿态四元数；为星敏感器的等效噪声误差，噪声的方差矩阵为，为白噪声的标准方差，表示单位矩阵；定义姿态四元数为：，选取偏差姿态四元数的矢量部分和陀螺漂移量估计偏差的组合为状态量，即：
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（5）式中，为状态量，为...

【专利技术属性】
技术研发人员：高玉东，曾国强，黄頔，左玉弟，孙恒青，李志军，夏先齐，
申请(专利权)人：武汉大学，
类型：发明
国别省市：