一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法技术

本发明专利技术涉及一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，包括：根据卫星搭载的星敏感器数量进行星敏感器姿态融合，得到星敏感器融合姿态四元数；以陀螺仪采样时间为基准，对星敏感器融合姿态四元数进行插值处理，实现星敏感器姿态数据与陀螺仪测量数据时间同步，得到插值后融合姿态四元数；根据插值后融合姿态四元数构造系统量测值，以系统量测值和陀螺仪测量数据为输入，采用双向自适应滤波算法计算得到各时刻的卫星姿态估计值

【技术实现步骤摘要】
一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法


[0001]本专利技术属于遥感卫星定姿
，涉及一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法
。

技术介绍

[0002]姿态测量精度是确保航天器成功完成对地观测
、
科学探测等在轨飞行任务的重要因素，利用航天器搭载的各类姿态敏感器，可以测量航天器相对于某一参考基准的姿态信息
。
其中星敏感器通过观测恒星，建立航天器本体与惯性空间的方位联系，实现姿态确定
。
其具有自主性强，测量精度不随时间变化等优点
。
但受光学系统尺寸
、
探测器敏感性等因素限制，星敏感器的姿态测量精度最高仅为角秒级
。
陀螺仪作为一种惯性测量器件，可实时测量航天器相对惯性空间的角速度，具有输出频率高，瞬时测量精度高等优点，但存在测量结果随时间漂移的问题
。
为实现航天器高精度姿态确定，通常采用星敏感器与陀螺仪组合的测量模式，通过信息融合算法，集星敏感器不随时间漂移
、
陀螺仪瞬时精度高的优点为一体，获取航天器姿态信息
。
其中卡尔曼滤波为普遍采用的信息融合算法
。
该滤波算法本质上为基于姿态敏感器测量噪声统计特性的加权平均，因此星敏感器测量噪声方差及陀螺仪测量噪声方差的准确性是影响滤波效果的关键因素
。
在实际工程应用中，星敏感器与陀螺仪的测量噪声统计特性往往难以在实验室精确测定，另外航天器在轨飞行过程中，敏感器的测量特性随时间发生变化，因此需要采用一种自适应滤波算法，根据实际测量数据实时对测量噪声特性进行估计，减小对测量噪声统计特性的依赖性
。

技术实现思路

[0003]本专利技术解决的技术问题是：针对组合定姿算法严重依赖星敏感器与陀螺仪测量误差统计特性的问题，提出了一种基于双向自适应滤波算法的星敏感器陀螺组合定姿方法，实现航天器姿态精确测量
。
[0004]本专利技术解决技术的方案是：一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，包括以下步骤：
[0005]步骤
1、
根据卫星搭载的星敏感器数量进行星敏感器姿态融合，得到星敏感器融合姿态四元数；
[0006]步骤
2、
以陀螺仪采样时间为基准，对星敏感器融合姿态四元数进行插值处理，实现星敏感器姿态数据与陀螺仪测量数据时间同步，得到插值后融合姿态四元数；
[0007]步骤
3、
根据插值后融合姿态四元数构造系统量测值，以系统量测值和陀螺仪测量数据为输入，采用双向自适应滤波算法计算得到各时刻的卫星姿态估计值；所述双向自适应滤波算法为：以陀螺仪的离散采样时间顺序为正向，先后执行正向自适应滤波和反向滤波
。
[0008]进一步的，步骤1中，如果卫星仅搭载一台星敏感器，则直接以该星敏感器姿态四元数作为星敏感器融合姿态四元数
。
[0009]进一步的，步骤1中，如果卫星搭载两台星敏感器：
[0010]首先利用球面插值算法以第一星敏感器测量时间为基准，对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算；
[0011]然后利用第一星敏感器的姿态四元数和球面插值后第二星敏感器的姿态四元数，进行双矢量定姿，得到星敏感器融合姿态四元数
。
[0012]进一步的，所述对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算，具体为：
[0013][0014][0015][0016][0017]其中，为球面插值算法的待插值时刻；为第二星敏感器相邻两次测量时刻；为插值后第二星敏感器的姿态四元数，为第二星敏感器时刻测量的姿态四元数，为第二星敏感器
t
22
时刻测量的姿态四元数
。
[0018]进一步的，所述进行双矢量定姿，得到星敏感器融合姿态四元数，具体为：
[0019]定义则星敏感器融合姿态四元数
q
star_0
表示为：
[0020][0021][0022]其中：
[0023]M
R
＝
[R
1 R
2 R3]；
M
S
＝
[S
1 S
2 S3]；
[0024][0025][0026][0027]其中：
[q
11 q
12 q
13 q
14
]T
为第一星敏感器的姿态四元数，
[q
21 q
22 q
23 q
24
]T
为插值后第二星敏感器的姿态四元数，
M
S1
、M
S2
分别为第一星敏感器
、
第二星敏感器相对于卫星本体坐标系的安装矩阵
。
[0028]进一步的，步骤2所述插值后融合姿态四元数的计算方式为：
[0029][0030][0031]t1＜
t
g
＜
t2[0032]θ
＝
cos
‑1[q
star_0
(t1)
·
q
star_0
(t2)][0033]其中，
t
g
为陀螺仪采样时刻；
t1、t2分别为星敏感器融合姿态在
t
g
前后的测量时刻；
q
star
(t
g
)
为插值后
t
g
时刻的星敏感器融合姿态四元数，全部采样时刻的插值后融合姿态四元数记为
q
star
。
[0034]进一步的，步骤3具体包括：
[0035]步骤
3.1、
构造卡尔曼滤波系统状态向量如下所示：
[0036]X
＝
[
Δ
q
1 Δ
q
2 Δ
q
3 Δ
b
x Δ
b
y Δ
b
z
]T
[0037]其中，为误差四元数矢量部分，误差四元数数为四元数估计值，
q
为四元数真实值；
[
Δ
b
x Δ
b
y Δ
b
z
]T
为陀螺仪常值漂移误差；
[0038]步骤
3.2、
建立离散化系统状态方程如下所示：
[0039]X
k
＝
Φ
k/k
‑1X
k
‑1+
Γ
k/k
‑1W
k
‑1[0040]其中，下标
k
‑
1、k
为陀螺仪离散采样时刻；
W
k
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤
1、
根据卫星搭载的星敏感器数量进行星敏感器姿态融合，得到星敏感器融合姿态四元数；步骤
2、
以陀螺仪采样时间为基准，对星敏感器融合姿态四元数进行插值处理，实现星敏感器姿态数据与陀螺仪测量数据时间同步，得到插值后融合姿态四元数；步骤
3、
根据插值后融合姿态四元数构造系统量测值，以系统量测值和陀螺仪测量数据为输入，采用双向自适应滤波算法计算得到各时刻的卫星姿态估计值；所述双向自适应滤波算法为：以陀螺仪的离散采样时间顺序为正向，先后执行正向自适应滤波和反向滤波
。2.
根据权利要求1所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，步骤1中，如果卫星仅搭载一台星敏感器，则直接以该星敏感器姿态四元数作为星敏感器融合姿态四元数
。3.
根据权利要求1所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，步骤1中，如果卫星搭载两台星敏感器：首先利用球面插值算法以第一星敏感器测量时间为基准，对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算；然后利用第一星敏感器的姿态四元数和球面插值后第二星敏感器的姿态四元数，进行双矢量定姿，得到星敏感器融合姿态四元数
。4.
根据权利要求3所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，所述对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算，具体为：其特征在于，所述对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算，具体为：其特征在于，所述对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算，具体为：其特征在于，所述对第二星敏感器的姿态四元数进行插值计算，具体为：其中，为球面插值算法的待插值时刻；为第二星敏感器相邻两次测量时刻；为插值后第二星敏感器的姿态四元数，为第二星敏感器时刻测量的姿态四元数，为第二星敏感器时刻测量的姿态四元数
。5.
根据权利要求4所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，所述进行双矢量定姿，得到星敏感器融合姿态四元数，具体为：定义则星敏感器融合姿态四元数
q
star_0
表示为：
其中：
M
R
＝
[R
1 R
2 R3]
；
M
S
＝
[S
1 S
2 S3]
；；；；其中：
[q
11 q
12 q
13 q
14
]
T
为第一星敏感器的姿态四元数，
[q
21 q
22 q
23 q
24
]
T
为插值后第二星敏感器的姿态四元数，
M
S1
、M
S2
分别为第一星敏感器
、
第二星敏感器相对于卫星本体坐标系的安装矩阵
。6.
根据权利要求5所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，步骤2所述插值后融合姿态四元数的计算方式为：所述插值后融合姿态四元数的计算方式为：
t1＜
t
g
＜
t2θ
＝
cos
‑1[q
star_0
(t1)
·
q
star_0
(t2)]
其中，
t
g
为陀螺仪采样时刻；
t1、t2分别为星敏感器融合姿态在
t
g
前后的测量时刻；
q
star
(t
g
)
为插值后
t
g
时刻的星敏感器融合姿态四元数，全部采样时刻的插值后融合姿态四元数记为
q
star
。7.
根据权利要求6所述的一种基于双向自适应滤波的星敏感器陀螺仪组合定姿方法，其特征在于，步骤3具体包括：步骤
3.1、
构造卡尔曼滤波系统状态向量如下所示：
X
＝
[
Δ
q
1 Δ
q
2 Δ
q
3 Δ
b
x Δ
b
y Δ
b
z
]
T
其中，为误差四元数矢量部分，误差四元数为误差四元数矢量部分，误差四元数为四元数估计值，
q
为四元数真实值；
[
Δ
b
x Δ
b
y Δ
b
z
]
T
为陀螺仪常值漂移误差；步骤
3.2、
建立离散化系统状态方程如下所示：
X
k
＝
Φ
k/k
‑1X
k
‑1+
Γ
k/k
‑1W
k
‑1其中，下标
k
‑
1、k
为陀螺仪离散采样时刻；
W
k
‑1为系统噪声，期望为0，系统噪声方差记为
Q
k
‑1；
Φ
k/k
‑1为
k
‑1时刻至
k
时刻系统状态转移矩阵；
Γ
k/k
‑1为
k
‑1时刻至
k
时刻的噪声驱动矩阵；步骤
3.3、
以插值后融合姿态四元数
q
star
为观测量建立系统量测方程：
Z
k
＝
Z
′
(1:3)Z
′
(1:3)
＝
[I3×
3 03×3]X+V
其中，
Z
k
为系统量测值；
q
star
为插值后融合姿态四元数；
q
k
为利用陀螺仪角速度测量值预测得到的姿态四元数；表示四元数乘法；
V
为星敏感器测量噪声，期望为0，星敏感器测量噪声方差记为
R
；步骤
3.4
，初始化卫星初始姿态估计值陀螺仪常值漂移估计值系统噪声方差
Q0、
星敏感器测量噪声方差
R0、
系统状态向量估计初值系统协方差初值
P0：：：：
其中，为第一时刻的插值后融合姿态四元...

【专利技术属性】
技术研发人员：王博，李对对，李庆鹏，龙小祥，赵德馨，李闯，
申请(专利权)人：中国四维测绘技术有限公司，
类型：发明
国别省市：