CN102506893B - 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法 - Google Patents

一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102506893B
CN102506893B CN201110291301.0A CN201110291301A CN102506893B CN 102506893 B CN102506893 B CN 102506893B CN 201110291301 A CN201110291301 A CN 201110291301A CN 102506893 B CN102506893 B CN 102506893B
Authority
CN
China
Prior art keywords
star sensor
low frequency
satellite
sensor low
frequency aberration
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201110291301.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102506893A (zh
Inventor
熊凯
汤亮
刘一武
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN201110291301.0A priority Critical patent/CN102506893B/zh
Publication of CN102506893A publication Critical patent/CN102506893A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102506893B publication Critical patent/CN102506893B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法,解决了星敏感器低频误差影响卫星姿态确定精度的问题,给出了根据有效载荷提供的一个时间序列上的地标测量信息,采用最小二乘算法估计和补偿星敏感器低频误差的方法。本发明提高了卫星姿态确定精度,考虑到卫星姿态确定数据是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的补偿以有效载荷为基准进行。

Description

一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法
技术领域
本发明属于卫星姿态控制领域,涉及一种用于改善卫星姿态确定精度的星敏感器低频误差补偿方法。
背景技术
为了保障对地观测卫星上的有效载荷获取高精度图像,要求卫星姿态确定系统能够准确给出卫星姿态信息。高精度指向卫星广泛采用由星敏感器和陀螺构成的卫星姿态确定方法,即以星敏感器和陀螺作为测量部件,采用卡尔曼滤波算法并结合卫星姿态运动学方程处理传感器测量信息,实现对卫星姿态误差和陀螺漂移误差的实时估计,修正利用陀螺观测量递推得到的卫星姿态数据,提供星体的三轴姿态信息。
星敏感器是用星光方位来确定卫星姿态的精密姿态测量部件,能够根据多颗恒星矢量的观测数据给出星敏感器光轴矢量在惯性系中的坐标。
卫星在轨运行过程中受太阳照射角度呈现周期性变化趋势,自身结构受热不均匀,星敏感器及其安装结构会受其影响而产生形变,导致星敏感器测量输出相对有效载荷基准发生动态偏离。星敏感器低频误差指的是在轨卫星上的星敏感器受冷热交变的空间热环境等因素影响而产生的依轨道周期变化的周期性误差,是星敏感器测量误差的重要组成部分,也是影响卫星姿态确定精度的主要因素之一。星敏感器低频误差可表述为傅立叶级数的形式,即多个正弦和余弦函数的和,傅立叶级数的基频为ω=2π/T,其中T表示轨道周期。
现有的卫星姿态确定方法不对星敏感器低频误差进行校准。(参见中国宇航出版社1998年出版的由屠善澄主编的《卫星姿态动力学与控制》一书中给出的卫星姿态确定方法。)作为测量误差的星敏感器低频误差会体现在姿态确定结果中,使得姿态确定的精度受到限制。为了提高卫星姿态确定精度,本发明提出根据有效载荷提供的地标方向矢量测量信息精确补偿星敏感器低频误差的方法。
发明内容
本发明的技术解决问题是:克服星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的不利影响,提供一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法,该方法能够补偿星敏感器低频误差的影响,提高了卫星姿态确定的精度。
本发明的技术解决方案是:基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法,步骤如下:
(1)数据获取
通过星上有效载荷观测若干地标点得到地标方向矢量在星体系的投影rB,k,通过基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定系统获得卫星姿态估计值
Figure BSA00000584565500021
卫星姿态估计值以姿态四元数的形式表述。根据卫星和地标之间的位置关系计算得到地标方向矢量在惯性系的投影rI,k,通过卫星姿态估计值进行坐标转换,得到地标方向矢量在星体系投影的估计值
Figure BSA00000584565500023
r ^ B , k = A ( q ^ k ) r I , k
其中,
A ( q ^ k ) = ( q ^ 4 , k 2 - q → ^ k T q → ^ k ) I + 2 q → ^ k q → ^ k T - 2 q ^ 4 , k [ q → ^ k × ]
q ^ k = q → ^ k q ^ 4 , k , q → ^ k = q ^ 1 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k , [ q → ^ k × ] = 0 - q ^ 3 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k 0 - q ^ 1 , k - q ^ 2 , k q ^ 1 , k 0
Figure BSA00000584565500029
Figure BSA000005845655000210
为卫星姿态估计值的4个分量,下标k=1,2,...,N表示离散的时间,正整数N表示总的观测时间。
将观测量rB,k和估计值
Figure BSA000005845655000211
的差作为观测数据,通过长时间(几个轨道周期)的观测获得用于星敏感器低频误差参数估计的观测数据样本序列Z,其形式如下所示
Z = r B , 1 - r ^ B , 1 r B , 2 - r ^ B , 2 . . . r B , N - r ^ B , N 3 N × 1
(2)参数辨识
星敏感器低频误差可表述为傅立叶级数的形式。将傅立叶级数的系数作为估计值,根据观测量与估计值的解析关系建立测量方程,基于观测数据样本序列Z,采用最小二乘算法估计星敏感器低频误差参数
Figure BSA00000584565500032
即傅立叶级数的系数。
θ ^ = ( Φ T Φ ) - 1 Φ T Z
其中,
θ ^ = θ ^ x θ ^ y θ ^ z 21 × 1
θ ^ x = c ^ x 0 α ^ x 1 β ^ x 1 α ^ x 2 β ^ x 2 α ^ x 3 β ^ x 3 T
θ ^ y = c ^ y 0 α ^ y 1 β ^ y 1 α ^ y 2 β ^ y 2 α ^ y 3 β ^ y 3 T
θ ^ z = c ^ z 0 α ^ z 1 β ^ z 1 α ^ z 2 β ^ z 2 α ^ z 3 β ^ z 3 T
Figure BSA00000584565500039
(j=1,2,3)是通过最小二乘算法估计得到的傅立叶级数的系数。
Figure BSA000005845655000310
r ^ B , k = r ^ Bx , k r ^ By , k r ^ Bz , k , [ r ^ B , k × ] = 0 - r ^ Bz , k r ^ By , k r ^ Bz , k 0 - r ^ Bx , k - r ^ By , k r ^ Bx , k 0
Figure BSA00000584565500041
φk=[1cos(ω0kτ)sin(ω0kτ)cos(2ω0kτ)sin(2ω0kτ)cos(3ω0kτ)sin(3ω0kτ)]
Figure BSA00000584565500043
的三个分量,
Figure BSA00000584565500045
是轨道角速率,T是轨道周期,τ是滤波周期。
(3)误差补偿
基于估计得到的星敏感器低频误差参数
Figure BSA00000584565500046
计算星敏感器低频误差造成的卫星姿态估计误差
Figure BSA00000584565500047
Figure BSA00000584565500048
并利用下式对卫星姿态估计值
Figure BSA00000584565500049
进行修正,补偿星敏感器低频误差的影响,经过补偿的卫星姿态估计值记为
Figure BSA000005845655000410
q ^ k ( c ) = δ q ^ k ⊗ q ^ k
其中,
δ q ^ k = δ q → ^ k 1
δ q → ^ k = δ q ^ x , k δ q ^ y , k δ q ^ z , k T
δ q ^ k ⊗ q ^ k = 1 δ q ^ z , k - δ q ^ y , k δ q ^ x , k - δ q ^ z , k 1 δ q ^ x , k δ q ^ y , k δ q ^ y , k - δ q ^ x , k 1 δ q ^ z , k - δ q ^ x , k - δ q ^ y , k - δ q ^ z , k 1 q ^ 1 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k q ^ 4 , k
本发明与现有技术相比的有益效果是:本发明所提方法能够补偿星敏感器低频误差的影响,从而提高卫星姿态确定的精度。
附图说明
图1为星敏感器低频误差补偿前的卫星姿态估计误差曲线;
图2为星敏感器低频误差补偿后的卫星姿态估计误差曲线。
具体实施方式
本发明实施例中根据有效载荷提供的一个时间序列上的地标测量信息,采用最小二乘算法估计和补偿星敏感器低频误差。
1.基本思路
星敏感器低频误差是影响卫星姿态确定和有效载荷高精度定向的主要因素之一。具有成像能力的卫星有效载荷(如相机或望远镜)具备获取地标方向矢量数据的能力,并且其测量精度较高,可以作为姿态基准对星敏感器低频误差进行估计和补偿。星敏感器低频误差可表述为傅立叶级数的形式。为了消弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,根据有效载荷提供的一个时间序列(几个轨道周期)上的地标测量信息,采用批处理的方式,基于最小二乘算法估计星敏感器低频误差参数,即傅立叶级数中各正弦和余弦函数的振幅;进而,根据傅立叶级数形式的低频误差模型和估计得到的低频误差参数,模拟产生低频误差轮廓,并将其用于对卫星姿态估计值中星敏感器低频误差的影响进行补偿。
本发明的主要技术内容可应用于高分辨率对地观测卫星的姿态确定方案设计。
2.实施误差补偿的步骤
基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法的步骤如下所示:
(1)数据获取
通过星上有效载荷观测若干地标点得到地标方向矢量在星体系的投影rB,k,通过基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定系统获得卫星姿态估计值
Figure BSA00000584565500051
卫星姿态估计值以姿态四元数的形式表述。根据卫星和地标之间的位置关系计算得到地标方向矢量在惯性系的投影rI,k(rI,k可通过地标位置矢量与卫星位置矢量相减,再将所得相对位置矢量单位化得到)。通过卫星姿态估计值
Figure BSA00000584565500052
进行坐标转换,得到地标方向矢量在星体系投影的估计值
Figure BSA00000584565500053
r ^ B , k = A ( q ^ k ) r I , k
其中,
A ( q ^ k ) = ( q ^ 4 , k 2 - q → ^ k T q → ^ k ) I + 2 q → ^ k q → ^ k T - 2 q ^ 4 , k [ q → ^ k × ]
q ^ k = q → ^ k q ^ 4 , k , q → ^ k = q ^ 1 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k , [ q → ^ k × ] = 0 - q ^ 3 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k 0 - q ^ 1 , k - q ^ 2 , k q ^ 1 , k 0
Figure BSA00000584565500066
Figure BSA00000584565500067
为卫星姿态估计值的4个分量,下标k=1,2,...,N表示离散的时间,正整数N表示总的观测时间。
将观测量rB,k和估计值
Figure BSA00000584565500068
的差
Figure BSA00000584565500069
作为观测数据,通过长时间(如7-10个周期)的观测获得用于星敏感器低频误差参数估计的观测数据样本序列Z,其形式如下所示
Z = r B , 1 - r ^ B , 1 r B , 2 - r ^ B , 2 . . . r B , N - r ^ B , N 3 N × 1
估计值
Figure BSA000005845655000611
是通过卫星姿态估计值
Figure BSA000005845655000612
得到的,受到星敏感器低频误差的影响,而观测量rB,k是通过有效载荷直接测量得到的,不受星敏感器低频误差的影响;二者的差反映了星敏感器低频误差的大小。
(2)参数辨识
星敏感器低频误差可表述为傅立叶级数的形式。将傅立叶级数的系数作为估计值,根据观测量与估计值的解析关系建立测量方程,基于观测数据样本序列Z,采用最小二乘算法估计星敏感器低频误差参数
Figure BSA000005845655000614
即傅立叶级数的系数。
θ ^ = ( Φ T Φ ) - 1 Φ T Z
其中,
θ ^ = θ ^ x θ ^ y θ ^ z 21 × 1
θ ^ x = c ^ x 0 α ^ x 1 β ^ x 1 α ^ x 2 β ^ x 2 α ^ x 3 β ^ x 3 T
θ ^ y = c ^ y 0 α ^ y 1 β ^ y 1 α ^ y 2 β ^ y 2 α ^ y 3 β ^ y 3 T
θ ^ z = c ^ z 0 α ^ z 1 β ^ z 1 α ^ z 2 β ^ z 2 α ^ z 3 β ^ z 3 T
Figure BSA00000584565500075
(j=1,2,3)是通过最小二乘算法估计得到的傅立叶级数的系数。
Figure BSA00000584565500077
r ^ B , k = r ^ Bx , k r ^ By , k r ^ Bz , k , [ r ^ B , k × ] = 0 - r ^ Bz , k r ^ By , k r ^ Bz , k 0 - r ^ Bx , k - r ^ By , k r ^ Bx , k 0
Figure BSA000005845655000710
φk=[1cos(ω0kτ)sin(ω0kτ)cos(2ω0kτ)sin(2ω0kτ)cos(3ω0kτ)sin(3ω0kτ)]
Figure BSA000005845655000711
Figure BSA000005845655000712
Figure BSA000005845655000713
的三个分量,
Figure BSA000005845655000714
是轨道角速率,T是轨道周期,τ是滤波周期。
(3)误差补偿
基于估计得到的星敏感器低频误差参数
Figure BSA00000584565500081
计算星敏感器低频误差造成的卫星姿态估计误差
Figure BSA00000584565500082
Figure BSA00000584565500083
并利用下式对卫星姿态估计值
Figure BSA00000584565500084
进行修正,补偿星敏感器低频误差的影响,经过补偿的卫星姿态估计值记为
Figure BSA00000584565500085
q ^ k ( c ) = δ q ^ k ⊗ q ^ k
其中,
δ q ^ k = δ q → ^ k 1
δ q → ^ k = δ q ^ x , k δ q ^ y , k δ q ^ z , k T
δ q ^ k ⊗ q ^ k = 1 δ q ^ z , k - δ q ^ y , k δ q ^ x , k - δ q ^ z , k 1 δ q ^ x , k δ q ^ y , k δ q ^ y , k - δ q ^ x , k 1 δ q ^ z , k - δ q ^ x , k - δ q ^ y , k - δ q ^ z , k 1 q ^ 1 , k q ^ 2 , k q ^ 3 , k q ^ 4 , k
实际应用过程中,为了避免增大星上计算机的负担,基于地标信息的星敏感器低频误差参数估计可基于遥测数据在地面执行,获得星敏感器低频误差参数估计值后,再将它们上传到卫星上,形成低频误差的参考轮廓,从而实现对星敏感器低频误差的在轨补偿。
3.仿真验证
为了说明本发明所述方法的有效性,通过数学仿真对比星敏感器低频误差补偿前后的卫星姿态确定精度。
以对地定向的三轴稳定地球同步轨道卫星为例,验证基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法的有效性。设陀螺随机漂移为0.02°/h,星敏感器测量误差建模为随机噪声和低频误差之和,其中测量噪声方差为5″,低频误差的幅度为3″。仿真过程中,星敏感器采样周期为1.024s,有效载荷的采样周期为15min,对3个地标点进行观测,3个地标点之间的角距为6°。假定有效载荷的测量误差为3″。仿真时间为7天,约7个轨道周期。取滤波周期τ=1.024s。
先考察星敏感器低频误差补偿前的姿态确定精度。利用现有的卫星姿态确定方法处理陀螺和星敏感器的测量数据,获得的姿态确定结果如图1所示,从上到下依次对应俯仰角、滚动角和偏航角的估计误差。图中纵坐标为姿态误差,单位是“″(角秒)”,横坐标表示时间,单位为“s(秒)”。从图中不难看出,卫星姿态确定误差呈现周期性变化趋势,且变化的周期与轨道周期相同,这显示了星敏感器低频误差对姿态确定精度的影响。
采用基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法,对7个轨道周期的卫星姿态估计值和地标观测量进行处理,获得用于补偿星敏感器低频误差影响的参数,并对卫星姿态估计值进行补偿。经过补偿,卫星姿态估计误差如图2所示。与补偿前的结果相比,通过星敏感器低频误差补偿所得到的姿态确定误差显著减小,这说明星敏感器低频误差对姿态确定精度的影响被部分消除了。
表1中给出了星敏感器低频误差补偿前后卫星姿态确定误差的均方根。为了便于对比,表中还给出了体现三轴姿态误差综合影响的精度因子,该精度因子是通过对滚动、俯仰和偏航姿态误差的均方根求平方和得到的。从表中不难看出,星敏感器低频误差的影响经过补偿后,卫星姿态确定精度显著提高。
表1低频误差补偿前后的卫星姿态确定精度
Figure BSA00000584565500091
仿真结果表明,本发明提出的星敏感器低频误差补偿方法能够有效消弱星敏感器低频误差的影响,获得优于现有姿态确定方法的精度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法,其特征在于步骤如下:
(1)数据获取
通过星上有效载荷观测若干地标点得到地标方向矢量在星体系的投影rB,k,通过基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定系统获得卫星姿态估计值 
Figure FSA00000584565400011
卫星姿态估计值以姿态四元数的形式表述;根据卫星和地标之间的位置关系计算得到地标方向矢量在惯性系的投影rI,k,通过卫星姿态估计值 
Figure FSA00000584565400012
进行坐标转换,得到地标方向矢量在星体系投影的估计值 
Figure FSA00000584565400013
Figure FSA00000584565400014
其中,
Figure FSA00000584565400015
Figure FSA00000584565400016
Figure FSA00000584565400017
Figure FSA00000584565400018
和 
Figure FSA000005845654000110
为卫星姿态估计值的4个分量,下标k=1,2,...,N表示离散的时间,正整数N表示总的观测时间;
将观测量rB,k和估计值 
Figure FSA000005845654000111
的差 
Figure FSA000005845654000112
作为观测数据,通过长时间,即几个轨道周期的观测获得用于星敏感器低频误差参数估计的观测数据样本序列Z,其形式如下:
Figure FSA000005845654000113
(2)参数估计
将傅立叶级数的系数作为估计值,根据观测量与估计值的解析关系建立测量方程,基于观测数据样本序列Z,采用最小二乘算法估计星敏感器低频误差 参数 
Figure FSA00000584565400021
即傅立叶级数的系数,
Figure FSA00000584565400022
其中,
Figure FSA00000584565400023
Figure FSA00000584565400024
Figure FSA00000584565400025
Figure FSA00000584565400026
和 
Figure FSA00000584565400028
(j=1,2,3)是通过最小二乘算法估计得到的傅立叶级数的系数,
Figure FSA00000584565400029
Figure FSA000005845654000210
Figure FSA000005845654000211
Figure FSA000005845654000212
φk=[1cos(ω0kτ)sin(ω0kτ)cos(2ω0kτ)sin(2ω0kτ)cos(3ω0kτ)sin(3ω0kτ)] 
Figure FSA000005845654000213
和 
Figure FSA000005845654000214
是 的三个分量, 
Figure FSA000005845654000216
是轨道角速率,T是轨道周期,τ是滤波周期;
(3)误差补偿
基于估计得到的星敏感器低频误差参数 
Figure FSA000005845654000217
计算星敏感器低频误差造成的卫 星姿态估计误差 
Figure FSA00000584565400031
Figure FSA00000584565400032
并利用下式对卫星姿态估计值 
Figure FSA00000584565400033
进行修正,补偿星敏感器低频误差的影响,经过补偿的卫星姿态估计值记为 
Figure FSA00000584565400034
其中,
Figure FSA00000584565400036
Figure FSA00000584565400037
Figure FSA00000584565400038
CN201110291301.0A 2011-09-29 2011-09-29 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法 Active CN102506893B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201110291301.0A CN102506893B (zh) 2011-09-29 2011-09-29 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201110291301.0A CN102506893B (zh) 2011-09-29 2011-09-29 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102506893A CN102506893A (zh) 2012-06-20
CN102506893B true CN102506893B (zh) 2014-07-02

Family

ID=46219000

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110291301.0A Active CN102506893B (zh) 2011-09-29 2011-09-29 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102506893B (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103323026B (zh) * 2013-05-30 2015-08-19 北京控制工程研究所 星敏感器和有效载荷的姿态基准偏差估计与修正方法
CN103697915B (zh) * 2013-12-24 2016-05-04 北京控制工程研究所 一种考虑干扰影响的卫星敏感器故障可诊断性评价方法
CN104316046B (zh) * 2014-10-10 2017-03-15 北京航天控制仪器研究所 一种强度关联星敏感器
CN104729537B (zh) * 2015-03-19 2017-07-28 北京控制工程研究所 一种星敏感器低频误差在轨实时补偿方法
CN105698764B (zh) * 2016-01-30 2018-01-23 武汉大学 一种光学遥感卫星影像时变系统误差建模补偿方法及系统
CN105910607B (zh) * 2016-04-07 2018-11-13 国家测绘地理信息局卫星测绘应用中心 基于地面控制的卫星长周期姿态误差修正方法
CN106568436B (zh) * 2016-10-26 2019-04-26 上海航天控制技术研究所 一种利用陀螺修正星敏感器轨道周期系统误差的方法
CN106843248B (zh) * 2017-01-24 2019-05-31 上海航天控制技术研究所 一种卫星发射入轨后单机安装偏差估计和修正方法
CN106940196A (zh) * 2017-03-30 2017-07-11 上海航天控制技术研究所 一种星敏感器安装热变形修正方法
CN107478234B (zh) * 2017-09-05 2019-08-30 上海航天控制技术研究所 一种卫星自主定位方法及卫星自主导航方法
CN108332775A (zh) * 2017-12-26 2018-07-27 中国人民解放军国防科技大学 提高星敏感器姿态测量精度的方法
CN109696179B (zh) * 2018-11-15 2022-10-18 上海航天控制技术研究所 一种遥感卫星星敏感器热弹性误差估计方法
CN111426335B (zh) * 2020-04-07 2021-07-13 北京控制工程研究所 一种星敏感器视场低频误差的地面标定方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6272432B1 (en) * 1999-05-10 2001-08-07 Hughes Electronics Corporation System and method for correcting star tracker low spatial frequency error in stellar-inertial attitude determination systems
US7487016B2 (en) * 2004-12-15 2009-02-03 The Boeing Company Method for compensating star motion induced error in a stellar inertial attitude determination system
CN100529667C (zh) * 2007-12-26 2009-08-19 北京控制工程研究所 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法
CN101696885B (zh) * 2009-11-05 2012-05-23 中国人民解放军国防科学技术大学 一种提高星敏感器数据处理精度的方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102506893A (zh) 2012-06-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102506893B (zh) 一种基于地标信息的星敏感器低频误差补偿方法
CN107024674B (zh) 一种基于递推最小二乘法的磁强计现场快速标定方法
Springmann et al. Attitude-independent magnetometer calibration with time-varying bias
CN103323026B (zh) 星敏感器和有效载荷的姿态基准偏差估计与修正方法
CN103630137B (zh) 一种用于导航系统的姿态及航向角的校正方法
US8583371B1 (en) Autonomous gyro temperature calibration
CN104729537B (zh) 一种星敏感器低频误差在轨实时补偿方法
CN105698764B (zh) 一种光学遥感卫星影像时变系统误差建模补偿方法及系统
CN102564455B (zh) 星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法
CN104567930A (zh) 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法
Burton et al. Online attitude determination of a passively magnetically stabilized spacecraft
CN104792340A (zh) 一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法
RU2454631C1 (ru) Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд
CN105806369B (zh) 一种星敏感器在轨光行差修正方法
CN112325886B (zh) 一种基于重力梯度仪和陀螺仪组合的航天器自主定姿系统
CN108959734B (zh) 一种基于实时递推太阳光压力矩辨识方法及系统
CN107246883A (zh) 一种高精度星敏感器安装矩阵在轨实时校准方法
CN104483973A (zh) 基于滑模观测器的低轨挠性卫星姿态跟踪控制方法
CN112461262A (zh) 一种校正三轴磁强计误差的装置和方法
CN112082574A (zh) 星敏感器的校正方法及系统
Cilden et al. Attitude and attitude rate estimation for a nanosatellite using SVD and UKF
CN112179334A (zh) 基于两步Kalman滤波的星光导航方法及系统
CN114754798A (zh) 一种陀螺误差特性参数在轨辨识与标定方法
Unhelkar et al. Spacecraft attitude determination with sun sensors, horizon sensors and gyros: Comparison of steady-state Kalman filter and extended Kalman filter
CN112407344B (zh) 空间非合作目标的位姿预测方法和装置

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant