模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法技术

本发明专利技术公开了一种模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法，包括步骤1、采集航天器运行时星敏感器和陀螺的输出数据，将其作为量测量；步骤2、建立具有乘法噪声、未知量测干扰和相关噪声的航天器姿态估计系统模型；步骤3、假设k时的状态估计值为误差方差上界为Ω

【技术实现步骤摘要】
模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法


[0001]本专利技术属于利用鲁棒滤波技术进行航天器姿态估计的
，涉及一种模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法。

技术介绍

[0002]随着航天技术的发展，我们加大了对航天器姿态估计精度的要求，航天器的姿态估计技术成为航天工程的关键技术之一。研究如何在复杂环境下提升航天器姿态估计系统的鲁棒性至关重要。扩展卡尔曼滤波器(Extended Kalman Filter，EKF)已成功应用于姿态估计领域，EKF适用于系统模型已知、噪声为加性噪声的情况下。然而，在实际应用中由于环境复杂性的影响，可能会遇到乘性噪声、未知量测干扰和相关噪声的情况。在这种情况下，传统EKF的滤波性能会降低，甚至无法输出正确的姿态信息。
[0003]传统卡尔曼滤波器的设计通常假设模型噪声为加性噪声，然而在实际应用中会出现乘性噪声。与加性噪声不同，乘性噪声是状态耦合的，可以看作是由未知状态变量导致的一种模型不确定性。传统卡尔曼滤波器通常假设模型噪声为不相关的高斯白噪声。由于复杂环境的影响，过程噪声和量测噪本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法，其特征在于，包括：步骤1、采集航天器运行时星敏感器和陀螺的输出数据，将其作为量测量；步骤2、建立具有乘法噪声、未知量测干扰和相关噪声的航天器姿态估计系统模型；步骤3、假设k
‑
1时的状态估计值为误差方差上界为Ω
k|k
‑1，计算得到预测增益根据J
k
得到一步预测估计和预测误差方差上界Ω
k+1|k
；步骤4、根据预测误差方差上界Ω
k+1|k
计算得到滤波增益K
k+1
，根据K
k+1
得到状态估计和误差方差上界Ω
k+1|k+1
；步骤5、判断是否达到设定的系统运行时间N，若k＝N，则姿态估计完成，输出估计结果若k<N，则返回步骤3。2.根据权利要求1所述的一种模型不确定性下的用于航天器姿态估计的鲁棒滤波方法，其特征在于：步骤2所述航天器姿态估计系统模型包括状态方程和量测方程，具体为：选择姿态四元数q
k
和陀螺漂移为状态向量离散时间状态方程为：其中，q＝[q1,q2,q3,q4]
T
＝[ρ,q4]
T
；为陀螺输出角速率；Δt为陀螺的采样时间；ζ
v
为陀螺测量噪声，方差为Δtσ
v
I3×3；ζ
v
为陀螺漂移噪声，方差为Δtσ
u
I3×3；ω＝[ω1,ω2,ω3]为陀螺三角速率输出矢量，w
k
为零均值高斯白噪声，s＝3；ξ
ik
为零均值，方差为1的高斯白噪声；B
ik
为维数恰当的矩阵，为维数恰...

【专利技术属性】
技术研发人员：钱华明，褚帅，王文娜，阎淑雅，周易鹏，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：