本发明专利技术为一种高精度姿态/轨道一体化测量装置，由敏感器子系统、通信控制子系统、姿态/轨道解算与信息融合子系统组成，敏感器子系统由APSCMOS星敏感器、MEMS陀螺、微型GPS接收机构成，三个敏感器分别提供姿态四元数、惯性角速率、位置与速度测量的数字信号并以串行方式输入至通信控制子系统，通信控制子系统将接收的串行数字信号组帧为并行信号输出到姿态/轨道解算与信息融合子系统进行基于UDEKF轨道确定算法和基于SRSSUKF姿态确定算法，用姿态/轨道信息优化融合方法综合计算处理，得到完整的姿态/轨道测量信息，供航天器使用，本发明专利技术体积小、重量轻、功耗小、成本低，适用于微小航天器高精度姿态/轨道测量。
【技术实现步骤摘要】
一种高精度姿态/轨道一体化测量装置
本专利技术属于空间飞行器高精度姿态/轨道测量与控制
，尤其是一种高精度姿态/轨道一体化测量装置。
技术介绍
姿态/轨道确定系统是航天器关键的分系统之一，其任务就是按照飞行计划的要求，实现航天器在各个飞行阶段的姿态/轨道测量，进而实现姿态/轨道控制。随着航天技术的发展，特别是微小卫星技术的蓬勃发展，对卫星姿态/轨道确定系统的精度、重量和成本等方面提出了更高的要求。GPS接收机是航天器上普遍采用的轨道测量装置，太阳敏感器、星敏感器、陀螺等姿态敏感器是航天器经常配置的高精度姿态测量装置。传统方法通常利用分立的轨道测量装置和姿态测量装置，分别采集处理航天器的轨道参数信息和姿态参数信息，最后通过星上计算机进行融合解算。这种分而治之的测量方式和装置表现出很大的局限性，不利于星上敏感器共用和轨道姿态信息融合，也不利于轨道姿态确定精度的提高。而且增加了航天器的体积、重量、功耗、成本等。
技术实现思路
为了克服上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种高精度姿态/轨道一体化测量装置，体积小、重量轻、功耗小、成本低，适用于微小航天器高精度姿态/轨道测量。为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是一种高精度姿态/轨道一体化测量装置，包括敏感器子系统1，实现对航天器的位置、速度、时间、惯性姿态、惯性角速率信息的采集，采集的信号为数字信号，以串行方式输出；通信控制子系统2，接收敏感器子系统1输出的数字信号，并将其组帧为并行信号输出；姿态/轨道解算与信息融合子系统3，接收通信控制子系统2输出的并行信号，并进行基于UDEKF轨道确定算法和基于SRSSUKF姿态确定算法，用姿态/轨道信息优化融合方法进行综合计算与处理，得到完整的姿态/轨道测量信息，供航天器使用。其中，所述的敏感器子系统1包括APS CMOS星敏感器11，实现对恒星星光的敏感与处理，将计算获得的姿态四元数信息以数字信号的形式输入到通信控制子系统2 ；MEMS陀螺12，敏感三个互相垂直方向上的角速率信息，将计算获得的角速率信息以数字信号的形式输入到通信控制子系统2 ；微型GPS接收机13，采集航天器的三维位置信息和速度信息，以数字信号的形式输入到通信控制子系统2。所述的通信控制子系统2包括异步通信控制芯片21;逻辑控制芯片22，与异步通信控制芯片21连接并配合用于将敏感器子系统1输入的串行数字信号按照协议规定组帧为并行信号数据，并输入到姿态/轨道解算与信息融合子系统3 ；电平转换电路23，用于通信控制子系统2与后续电路的电平匹配；电源模块24，为通信控制子系统2提供电源；时钟电路25，为异步通信控制芯片21提供时钟信号。异步通信控制芯片21为TL16C554A，逻辑控制芯片22为EPM7U8的CPLD或者为 FPGA芯片。其中，所述的按照协议规定组帧为并行信号数据是指，异步通信控制芯片21将从 APS CMOS星敏感器11、MEMS陀螺12和微型GPS接收机13接收到的三种不同数据刷新率的串行数据组帧成为一种数据刷新率高于APS CMOS星敏感器11和微型GPS接收机13，等于或低于MEMS陀螺12的姿态轨道测量数据包，按照并行方式输入姿态/轨道解算与信息融合子系统3。所述的姿态/轨道解算与信息融合子系统3包括DSP芯片31，接收通信控制子系统2输出的并行信号，并完成基于UDEKF算法的轨道参数解算、基于SRSSUKF算法的姿态参数解算以及用姿态/轨道信息优化融合方法进行综合计算与处理；电源模块32，为DSP芯片31的内核和外围电路供电；SDRAM33，用于存放DSP处理计算的中间和最终数据；FLASH35，用于存放姿态/轨道解算算法和信息优化融合源程序、通信器件初始化及通信方式设置任务；时钟电路36，为DSP芯片31提供时钟信号。DSP芯片31也可以用高运算性能的ARM芯片代替。所述姿态/轨道信息优化融合方法是指DSP芯片31利用基于UDEKF算法解算出的轨道参数、基于SRSSUKF算法解算出的姿态参数进行敏感器故障状态判断和惯性系至轨道系的坐标变换，计算获得航天器在轨道坐标系下的轨道和姿态信息。本专利技术与现有技术相比的优点在于敏感器子系统获得的原始测量信息经过通信控制子系统后，按照规定协议输入姿态/轨道解算与信息融合子系统后，进行姿态/轨道参数滤波解算及信息优化融合，得到完整的姿态/轨道估计信息。这些信息既包括姿态四元数、三轴角速度等基本状态量，也包括陀螺漂移、状态估计方差、视场有效性情况、故障状态判断等辅助信息，能够满足姿态控制、系统性能分析、敏感器在轨校准标定等多种层次的信息需^^ ο 微型化姿态轨道确定系统包含有APS CMOS星敏感器，MEMS陀螺，GPS接收机，天线以及处理单元，电路有敏感单元处理电路，姿态/轨道确定系统的解算处理电路。APS CMOS 星敏感器与传统CCD星敏感器相比，具有体积小、功耗低的特点；MEMS陀螺敏感惯性角速率信息，不存在机械获得器件，具有可靠性高、体积小、功耗低的特点；电路板部分采用刚柔结合板，以省去电缆和接插件占用的空间，本专利技术与采用分立敏感器的传统方案相比有效地减小航天器系统的功耗和体积。轨道姿态敏感器組合集成了多种微型化姿态/轨道敏感器及前端处理电路。所有 部件在同一基体上安装，具有良好的整体刚度。同吋，各敏感器间的安装对准误差可作为模 块的ー个已知參数，预先通过整体标定给出。在航天器总装调试时，只需校准模块整体与 平台的安装精度，与采用多个分立敏感器的传统方案相比能有效地提高系统精度和工作效辜。附图说明图1为本专利技术的系统结构組成示意图；图2为本专利技术的通信控制子系统结构示意图；图3为本专利技术的姿态/轨道解算与信息融合子系统结构示意图；图4为本专利技术的姿态/轨道解算与信息融合子系统的电源模块；图5为本专利技术的姿态/轨道解算与信息融合子系统的时钟电路；图6为本专利技术的姿态/轨道解算与信息融合子系统的FLASH电路；图7为本专利技术基于UDEKF轨道确定算法、SRSSUKF姿态确定算法和信息优化融合 方法的姿态/轨道一体化測量方法的信息流程图。具体实施例方式下面结合附图和实施例对本专利技术做进ー步详细说明。如图1所示，本专利技术为ー种高精度姿态/轨道一体化測量装置，由敏感器子系统1、 通信控制子系统2、姿态/轨道解算与信息融合子系统3組成。敏感器子系统由APS CMOS 星敏感器11、MEMS陀螺12、微型GPS接收机13构成，APS CMOS星敏感器11实现对恒星星 光的敏感与处理，MEMS陀螺12敏感三个互相垂直方向上的角速率信息，微型GPS接收机13 采集航天器的三维位置信息和速度信息。三个敏感器分別提供姿态四元数、惯性角速率、位 置与速度测量的数字信号并以串行方式输入至通信控制子系统2，通信控制子系统2将接 收的串行数字信号组帧为并行信号输出到姿态/轨道解算与信息融合子系统3。如图2所示，为本专利技术的通信控制子系统2结构示意图。通信控制子系统由异步 通信控制芯片21、逻辑控制芯片22、电平转换电路23、电源模块24及时钟电路25构成。 其中异步通信控制芯片21采用TI公司TL 16C5MA，逻辑控制芯片22采用Altera公司的 EPM7128的CPLD，二者配合用于将敏感器子系统1输入的串行数本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：尤政，赵开春，张高飞，于泽江，杨子，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：
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