本发明专利技术公开了一种提高星敏感器数据处理精度的方法。将星敏感器测量误差分为三大类：Ａ星敏感器内部变形、星敏感器安装位置改变等因素引起的低频误差；Ｂ卫星轨道参数变化、星图变换及卫星在轨运动中的抖动振动等因素引起的中频误差；Ｃ星敏感器的高频误差，即服从零均值的高斯白噪声分布的随机误差；经过星敏感器测量误差求解后，姿态估计的偏差已经基本消除，其定姿精度提高了１５％以上。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及。
技术介绍
目前，所考虑的星敏感器单位方向矢量测量模型如下 6 1 1]TV (1) 其中r表示在参考坐标系中的某参考矢量，如由星历表给出的某恒星矢量(表示 在惯性坐标系中)；b表示在星敏感器坐标系中的测量矢量；A为星体坐标系相对参考坐标 系的姿态矩阵；Sbs为星敏感器的安装矩阵，即由星敏感器坐标系到星体坐标系的坐标转换 矩阵；v为与星敏感器内部设计有关的测量随机误差。然而，星敏感器测量误差不仅包括与 星敏感器内部设计有关的误差，还包括与星敏感器安装、在轨环境、星体抖动等因素有关的 外部因素引起的外部误差。目前，对于星敏感器测量误差的分析和处理主要集中在与星敏 感器内部设计有关的基本误差因素分类及精度估算关系上，很少涉及星敏感器外部综合的 误差分析和处理。在星敏感器测量过程中，误差产生机理的不确定性，误差表现形式的多样 性，误差关系的复杂性以及要求误差处理的准确性和可靠性都给星敏感器测量误差的特性 分析及处理带来了很大的难度。因而造成目前星敏感器测量误差处理效果不理想，进而数 据处理精度不高。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供，以实现不但能对 星敏感内部设计有关的测量误差进行分析与处理，还能对除星敏感器内部误差以外的其他 误差进行分析和处理。 本专利技术的技术方案包括以下步骤 (1)建立星敏感器姿态测量误差模型 将星敏感器测量误差分为三大类一是星敏感器内部变形、星敏感器安装位置改 变等因素引起的低频误差；二是由卫星轨道参数变化、星图变换及卫星在轨运动中的抖动 振动等因素引起的中频误差；三是星敏感器的高频误差，即服从零均值的高斯白噪声分布 的高频误差；三种误差的矫正方法如下 CM = ① 低频误差包括二个部分(A) 安装矩阵误差其表现形式为cos(A5》sin(As)0、 —sin(As^) cos(As^) 0 \ 0 0 1,(B) 常值系统误差其表现形式为 C = T② 中频误差，其表现形式为(2)(3) x = Bsin(2Jift+" (4) (4)式中，B为中频误差的幅度，f为误差频率，4为误差的初相位，且该误差体现 在带有误差的安装矩阵上； ③高频误差，其分布函数为 1 ^ p(v)-exp{-(5) 6:■ 。fc(6)2;rcr ' 、 2cr2(2)建立星敏感器姿态领把姿态测量数据中所涉及到的低频误差、中频误差和高频误差叠加到传统的星敏 感器单位方向矢量测量模型中，得到重构后的姿态测量模型如下表示 cos(+义)sin( As^ + 0、 一 sin(+力 cos( As1! +力 0 \0 0 ly (3)结合定姿过程进行误差求解 利用扩展卡尔曼滤波算法进行测量误差模型参数和卫星姿态的估计，待估参数取 为X二 ( ， ASl， As2， x， 02)，其中 为姿态参数。而其中针对步骤1中的姿态测量数 据误差模型，设计状态方程，假设低频误差的稳态性和中频误差的时变性，则相应的误差模 型参数的状态方程为 A^00 = Ai2(f) = 0 (7) i = 2;z/Bcos(2;z/ +《) 本专利技术实现了不但能对星敏感内部设计有关的测量误差进行分析与处理，还能对 除星敏感器内部误差以外的其他误差进行分析和处理。具体实施方式 实施例 (1)建立星敏感器姿态测量误差模型 将星敏感器测量误差分为三大类一是星敏感器内部变形、星敏感器安装位置改 变等因素引起的低频误差；二是由卫星轨道参数变化、星图变换及卫星在轨运动中的抖动 振动等因素引起的中频误差；三是星敏感器的高频误差，即服从零均值的高斯白噪声分布 的随机误差；星敏感器测量误差模拟仿真 假设星敏感器的光轴z_sl和z_s2在本体坐标系中的坐标分别为 丁丄—fcl = ]x 一 fe2 = (2)根据测量误差源的分析，加入如下各类误差 ①星敏感器高频误差v包括o v = 12〃的随机误差； ②星敏感器低频误差包括A Sl = 3 〃的安装矩阵误差(乘性噪声)禾P A s2 = 2 〃 的常值系统误差(加性噪声)； ③中频误差x = Bsin( +4)中，最大振幅B二3〃 ，安装点处的误差频率f =10—2Hz ; (3)星敏感器姿态测量误差的处理 按照卫星轨道参数为地球赤道半径& = 6. 378Xl(fm，卫星轨道长半轴a = Re+0. 6452Xl()6m，轨道倾角i = 97.938° ，升交点赤经Q = 77° ，近心点角距w = 50° ，初始时刻平近心点角距M = 10° ，轨道角速度w。 = ; 利用重构后的星敏感器姿态测量方程和陀螺测量模型，结合误差四元数状态方程 和各类模型误差参数的状态方程，利用扩展卡尔曼滤波算法，在卫星姿态确定的过程中，同 时求解误差模型参数和卫星姿态参数； 陀螺的精度为测量噪声均方差Og = 0.05° /h，陀螺相关漂移白噪声od = 0. 1° /h，相关漂移初始值为d(0) = T° /h，时间相关常数、=、=、 二lh;陀螺常值漂移b二 T° /h，常值漂移白噪声均方差ob = 0.03° /h;滤波时 长为3500s，星敏感器采样频率为4Hz。 利用仿真的星敏感器观测数据，滤波过程中不进行误差参数求解，则对应的卫星 姿态估计误差见表1 : 而利用扩展卡尔曼滤波进行误差参数求解，所得到的定姿结果见表2。 表1不进行误差参数求解下的卫星姿态确定结果<table>table see original document page 5</column></row><table> 表2星敏感器测量误差求解后的定姿结果<table>table see original document page 5</column></row><table> 从上表可以看出，经过星敏感器测量误差求解后，姿态估计的偏差已经基本消除， 且定姿精度提高了 15%以上。权利要求，其特征在于，包括以下步骤(一)建立星敏感器姿态测量误差模型将星敏感器测量误差分为三大类A星敏感器内部变形、星敏感器安装位置改变因素引起的低频误差；B卫星轨道参数变化、星图变换及卫星在轨道运动中的抖动振动因素引起的中频误差；C星敏感器的高频误差，即服从零均值的高斯白噪声分布的随机误差；(二)根据测量误差源的分析，加入上述低频误差、中频误差、高频误差进行矫正①低频误差包括Δs1＝3″的安装矩阵误差和Δs2＝2″的常值系统误差；②中频误差χ＝Bsin(2πft+ζ)中，最大振幅B＝3″，安装点处的误差频率f＝10-2Hz；③高频误差v包括σv＝12″的随机误差；(三)星敏感器姿态测量误差的处理(1)按照卫星轨道参数为地球赤道半径Re＝6.378×106m，卫星轨道长半轴a＝Re+0.6452×106m，轨道倾角i＝97.938°，升交点赤经Ω＝77°，近心点角距ω＝50°，初始时刻平近心点角距M＝10°，轨道角速度(2)利用重构后的星敏感器姿态测量方程和陀螺测量模型，结合现有的误差四元数状态方程和所构建的各类模型误差参数的状态方程，利用扩展卡尔曼滤波算法，在卫星姿态确定的过程中，同时求本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种提高星敏感器数据处理精度的方法，其特征在于，包括以下步骤： （一）建立星敏感器姿态测量误差模型： 将星敏感器测量误差分为三大类：Ａ星敏感器内部变形、星敏感器安装位置改变因素引起的低频误差；Ｂ卫星轨道参数变化、星图变换及卫星在轨道运动中的抖动振动因素引起的中频误差；Ｃ星敏感器的高频误差，即服从零均值的高斯白噪声分布的随机误差； （二）根据测量误差源的分析，加入上述低频误差、中频误差、高频误差进行矫正： ①低频误差包括Δｓ↓［１］＝３″的安装矩阵误差和Δｓ↓［２］＝２″的常值系统误差； ②中频误差χ＝Ｂｓｉｎ（２πｆｔ＋ζ）中，最大振幅Ｂ＝３″，安装点处的误差频率ｆ＝１０↑［－２］Ｈｚ； ③高频误差ｖ包括σ↓［ｖ］＝１２″的随机误差； （三）星敏感器姿态测量误差的处理：（１）按照卫星轨道参数为：地球赤道半径Ｒ↓［ｅ］＝６．３７８×１０↑［６］ｍ，卫星轨道长半轴ａ＝Ｒ↓［ｅ］＋０．６４５２×１０↑［６］ｍ，轨道倾角ｉ＝９７．９３８°，升交点赤经Ω＝７７°，近心点角距ω＝５０°，初始时刻平近心点角距Ｍ＝１０°，轨道角速度＊＊＊； （２）利用重构后的星敏感器姿态测量方程和陀螺测量模型，结合现有的误差四元数状态方程和所构建的各类模型误差参数的状态方程，利用扩展卡尔曼滤波算法，在卫星姿态确定的过程中，同时求解误差模型参数和卫星姿态参数；其中：陀螺的精度为：测量噪声均方差σ↓［ｇ］＝０．０５°／ｈ，陀螺相关漂移白噪声σ↓［ｄ］＝０．１°／ｈ，相关漂移初始值为ｄ（０）＝［０．１０．１０．１］↑［Ｔ°］／ｈ，时间相关常数τ↓［ｘ］＝τ↓［ｙ］＝τ↓［ｚ］＝１ｈ；陀螺常值漂移ｂ＝［１ －１ １］↑［Ｔ°］／ｈ，常值漂移白噪声均方差σ↓［ｂ］＝０．０３°／ｈ；滤波时长为３５００ｓ，星敏感器采样频率为４Ｈｚ； （３）利用仿真的星敏感器观测数据，滤波过程中利用扩展卡尔曼滤波进行误差参数求解，根据对应的卫星姿态估计误差得出定姿结果。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：王炯琦，周海银，矫媛媛，杨建坤，段晓君，潘晓刚，郭雪姣，刘洋，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：43[中国|湖南]
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