CN102538819A - 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统 - Google Patents

Abstract

基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，双圆锥红外地球敏感器观测双弦宽地球模拟器，星敏感器观测动态恒星模拟器，测量信号发送到导航计算机中。姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，将卫星基准轨道姿态数据发送到控制计算机。控制计算机根据基准姿态轨道数据生成弦宽控制指令控制地球模拟器的弦宽大小，生成惯性四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化。导航计算机根据测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。本发明实现了硬件在回路内的基于双圆锥红外和星敏感器真实测量数据的半物理仿真验证试验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。

Description

基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统

技术领域

本发明涉及一种自主导航仿真试验系统，特别是一种基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，属于自主导航技术领域。 

背景技术

自主导航技术是指卫星在不依赖地面系统支持的情况下，仅依靠星载测量设备在轨实时地确定卫星的位置和速度，也称自主轨道确定。对于卫星系统来讲，自主导航有利于降低卫星对地面的依赖程度，提高系统生存能力，例如战时，当地面测控站遭到敌方的破坏和干扰时，仍能完成轨道的确定和保持，这对军事卫星来讲具有非常重要的意义。此外，自主导航还可以有效减轻地面测控站的负担，降低地面支持成本，从而降低整个航天计划的研制费用。自主导航是卫星实现自主控制的基本前提和基础，也是构造星座、天基组网的关键技术之一。 

基于双圆锥红外和星敏感器进行自主导航是一种典型的天文导航方法，通过观测地球、恒星的方位信息来确定卫星的位置。双圆锥红外与单圆锥红外相比的优点在于，利用对红外检测信号处理，能消除与地球敏感器相关的地心方向的测量误差。利用双圆锥得到的两个地球弦宽可以计算出卫星到地心的距离，提高滤波收敛速度。双圆锥红外另一个优点是有更宽的轨道高度使用范围。 

由于直接飞行试验成本高、风险大，采用地面设备构建试验系统进行半物理仿真试验研究是必要的过程。国内对基于红外地球信息的卫星的自主导航技术进行了很多研究，如李明群、魏春岭在2008年10月第五期第34卷空间控制技术与应用上发表的“红外地球敏感器测量值修正算法及其应用研究”一文，公开了基于双圆锥红外地球敏感器进行自主导航的相关算法，其中并未涉及相应的地面试验验证系统。 

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统，实现了硬件在回路内的基于真实测量过程的仿真验证实验，可以有效地在地面验证卫星全自主导航系统的性能。 

本发明的技术解决方案是：基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航仿真试验系统，包括：双圆锥红外地球敏感器、双弦宽地球模拟器、星敏感器、动态恒星模拟器、单轴转台、姿态轨道仿真器、导航计算机和控制计算机，其中： 

双圆锥红外地球敏感器：安装在单轴转台上，双圆锥红外地球敏感器具有单一的光学扫描头部，利用反射镜结构得到两个红外通道，通过观测双弦宽地球模拟器获取扫入扫出两个地球弦宽的脉冲测量信号，并将所述测量信号送至导航计算机； 

单轴转台：带动双圆锥红外地球敏感器转动，模拟星体的滚动姿态； 

双弦宽地球模拟器：用于模拟两个地球弦宽，为双圆锥红外地球敏感器提供两路测量目标； 

星敏感器：用于测量卫星惯性姿态，通过观测动态恒星模拟器的恒星星图得到惯性姿态四元数测量信号，并将所述测量信号送至导航计算机； 

动态恒星模拟器：用于模拟随卫星运行而变化的恒星星图； 

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，姿态轨道数据发送至控制计算机，并将计算结果作为基准数据发送至导航计算机； 

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成姿态角指令控制单轴转台转动模拟卫星滚动角变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化模拟卫星在轨运动过程； 

导航计算机：根据双圆锥红外地球敏感器传来的地球脉冲测量信号、星敏感器传来的惯性姿态四元数测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估 计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。 

本发明与现有技术相比的优点在于： 

(1)本发明利用双圆锥红外地球敏感器和星敏感器测量数据进行实时导航解算，导航结果与基准数据进行比对，从而对自主导航系统的性能、导航精度进行有效的验证。 

(2)本发明与单纯的数学仿真相比，双圆锥红外地球敏感器和星敏感器采用真实部件，能更有效地对自主导航算法进行验证； 

(3)本发明仿真试验系统采用动态恒星模拟器的星图变化来模拟卫星在轨运动，利用双弦宽地球模拟器的弦宽大小变化来模拟卫星高度变化，简单方便； 

(4)本发明控制计算机控制方法简单方便，易于实现。 

附图说明

图1为本发明仿真试验系统的组成原理框图； 

图2为本发明仿真试验系统中双圆锥红外地球敏感器测量坐标系示意图； 

图3为本发明仿真试验系统中双圆锥红外地球敏感器扫描示意图； 

图4为本发明仿真试验系统的试验结果图。 

具体实施方式

如图1所示，为本发明主要包括双圆锥红外地球敏感器、双弦宽地球模拟器、星敏感器、动态恒星模拟器、单轴转台、姿态轨道仿真器、导航计算机、控制计算机。双圆锥红外安装在单轴转台上，单轴转台可以带动双圆锥红外转动模拟卫星滚动姿态。双圆锥红外地球敏感器观测双弦宽地球模拟器，星敏感器观测动态恒星模拟器。姿态轨道仿真器利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，计算结果作为基准数据发送到控制计算机和导航计算机。控制计算机根据基准的姿态轨道数据生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成滚动角指令驱动单轴转台转动模拟卫星姿态变化，生成惯性姿态四元数指令驱动动态恒星模拟器星图变化模拟卫星在轨运动过程。导航计算 机采集双圆锥红外和星敏感器的测量数据，进行自主导航解算，解算结果与姿态轨道仿真器基准数据进行比对，对自主导航精度进行评估。 

一、关键部件具体设计与实施 

(1)双圆锥红外地球敏感器 

双圆锥扫描式红外地球敏感器具有单一的光学扫描头部，利用反射镜结构得到两个红外通道，扫描红外通道的轨迹是两个共轴的圆锥，半锥角分别为38度和73度。光学头部扫描一圈，热电检测器最多可以检测到四个地平脉冲穿越信号。由脉冲信号出现的时刻可以确定地心方向矢量在双圆锥红外地球敏感器测量坐标系中的坐标，并可求得卫星到地心的距离。 

如图2所示，定义双圆锥红外地球敏感器测量坐标系O_s-X_sY_sZ_s，原点O_s为双圆锥红外地球敏感器的扫描转轴与双圆锥红外地球敏感器水平面的交点，X_s轴正方向沿扫描转轴方向，Z_s轴正方向在双圆锥红外地球敏感器水平面内，并且使得固连于双圆锥红外地球敏感器的基准点位于O_s-Z_sX_s平面内，Y_s使得O_s-X_sY_sZ_s构成右手正交系。定义向量在双圆锥红外地球敏感器测量系的高度角δ是向量相对于O_s-Y_sZ_s平面的角距离，方位角φ是向量在O_s-Y_sZ_s平面的投影与Z_s的夹角。 

如图3所示，双圆锥红外地球敏感器包含第一红外通道1、第二红外扫通道2。双圆锥红外地球敏感器在对地球扫描时，可以得到第一红外通道1扫入地球、第一红外通道1扫出地球、第二红外通道2扫入地球、第二红外通道2扫出地球和红外1、2通道通过与双圆锥红外地球敏感器固联的基准点一系列脉冲时刻，如下表所示。 

表1双圆锥红外得到的脉冲时刻的测量值 

tR1-IN：	第一红外通道扫入地球的脉冲时刻；
		tR1-OUT：	第一红外通道扫出地球的脉冲时刻；
tR2-IN：	第二红外通道扫入地球的脉冲时刻；

[0032] 

tR2-OUT：	第二红外通道扫出地球的脉冲时刻；
		tref：	红外通道通过基准点的脉冲时刻。

(2)双弦宽地球模拟器 

双弦宽地球模拟器用来模拟地球辐射状态(即辐射亮度和地球弦宽)，为双圆锥红外地球敏感器提供两个探测目标。低轨道卫星观测地球视张角大，直接仿真地平圈的圆盘特征，则模拟器尺寸过大，难以实现。一般根据地球敏感器的工作原理来仿真地球弦宽。双弦宽地球模拟器可参考王凌云、高玉军2007年9月第33卷第5期光学技术上发表的论文“圆锥扫描式红外地球模拟器研究”及专利“双弦宽地球模拟器”，专利申请号201010623844.3中的相关介绍。 

(3)星敏感器 

星敏感器是以恒星为测量基准的高精度光学姿态敏感器，通过测量某些恒星的观测矢量在空间飞行器坐标系中的方位以及恒星亮度，再利用星历表得到这些恒星在惯性坐标系中的方位，经姿态确定算法即可提供惯性姿态信息。星敏感器可参考刘垒、张路等2007年9月第36卷红外与激光工程发表的论文“星敏感器技术研究现状及发展趋势”中的相关介绍。 

(4)动态恒星模拟器 

恒星模拟器根据控制计算机提供的星敏感器坐标轴在惯性系中的指向，由星表数据生成当前时刻星敏感器所能观测到的星图，通过接口及驱动电路在液晶光阀上产生星图。由模拟星点发出的光线经准直光学系统汇聚后形成平行光，可在室内有限距离上模拟对真实恒星的观测效果。恒星模拟器有可调节的支架，能进行6自由度微调，可用来调整星模拟器与星敏感器中心视场同轴。恒星模拟器可参考索旭华、张新邦2002年第1期航天控制发表的论文“全天球实时恒星模拟器技术”的相关介绍。 

(5)单轴转台 

单轴转台用来模拟卫星相对地球的滚动姿态。转台由转台台体、支架和转 台控制器组成。单轴转台的转动轴水平安装。 

(6)姿态轨道仿真器 

卫星姿态轨道仿真器用来产生基准轨道和姿态。其输出数据的用途主要有两个：一是为自主导航试验系统的精度评估提供基准；二是为作为输入使天体模拟器按照轨道参数和飞行姿态对被测天体进行模拟。 

在J2000.0惯性系中，卫星运动方程可以描述为 

$\stackrel{\·\·}{r}=-\frac{\mathrm{GM}}{r^3}r+\stackrel{\·\·}{R}(t,r,\stackrel{\·}{r})$

其中r、 分别代表t时刻卫星在惯性系中的位置、速度和加速度矢量。等号右边第一项为地球中心引力项，它仅与卫星的位置有关，第二项为总的摄动力项，包括地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、大气阻力摄动、太阳光压摄动等。 

地球非球形引力摄动指由于地球并非是圆球，形状不规则，质量分布也不均匀，因此地球对卫星所造成的引力除了中心力外，有非球体引起的扰动力，该项摄动力是影响卫星运动主要作用力。日月第三体引力摄动指根据牛顿第二运动定律和万有引力定律，卫星绕地球运行时，除了受到地球引力影响外，也受到其它天体的引力影响。大气阻力摄动指卫星运动时会受到其周围大气的阻力作用产生的扰动加速度。对于一些低轨道卫星，大气阻力影响比较显著，使得卫星椭圆轨道不断变小变圆，对卫星寿命往往起决定性作用。太阳光压摄动指太阳光照射在卫星表面上，会对其产生压力，该压力与太阳强度和卫星表面积成正比，也与卫星表面的反射特性有关。 

(7)导航计算机 

导航计算机的主要任务是进行数据处理和导航滤波，根据双圆锥红外地球敏感器和星敏感器的测量数据计算卫星的位置、速度估计值，最后将导航结果与基准数据进行比对。 

设双圆锥红外地球敏感器的扫描角速率记为ω_ROT。红外通道1扫入、扫出地球的位置相对于双圆锥红外地球敏感器测量坐标系的方位角分别为 

α_R1-IN＝ω_ROT(t_R1-IN-t_ref) 

α_R1-OUT＝ω_ROT(t_R1-OUT-t_ref) 

第二红外通道2扫入、扫出地球的位置相对于双圆锥红外地球敏感器测量坐标系的方位角分别为 

α_R2-IN＝ω_ROT(t_R2-IN-t_ref) 

α_R2-OUT＝ω_ROT(t_R2-OUT-t_ref) 

则地心方向矢量相对于双圆锥红外地球敏感器测量坐标系的方位角φ_E

φ_E1＝(α_R1-IN+α_R1-OUT)/2 

φ_E2＝(α_R2-IN+α_R2-OUT)/2 

φ_E＝(φ_E1+φ_E2)/2 

其中φ_E1、φ_E2分别为第一红外通道1、第二红外通道2求得的方位角，φ_E取二者平均值。 

第一红外通道1和第二红外通道2扫描地球的弦宽分别为 

μ₁＝α_R1-OUT-α_R1-IN

μ₂＝α_R2-OUT-α_R2-IN

由球面三角形余弦公式得到： 

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos \mathrm{\ψ}+{\sin \mathrm{\γ}}_1\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)$

$\cos \mathrm{\ρ}={\cos \mathrm{\γ}}_2\cos \mathrm{\ψ}+{\sin \mathrm{\γ}}_2\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_2}{2}\right)$

其中ρ为从卫星上看到的地球红外辐射圆盘的视角半径，ψ为双圆锥红外地球敏感器扫描轴与地心方向矢量的夹角。γ₁、γ₂分别为第一红外通道1、第二红外通道2的半锥角。 

求解方程组可得ψ为 

$\mathrm{\ψ}={\tan }^{-1}\left[\frac{{\cos \mathrm{\γ}}_2-{\cos \mathrm{\γ}}_1}{{\sin \mathrm{\γ}}_1\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)-{\sin \mathrm{\γ}}_2\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_2}{2}\right)}\right]$

从而得到卫星质心指向地心的方向矢量在双圆锥红外地球敏感器测量坐标系中的坐标 

${\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SE}}\right)}_s=\left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\ψ}\\ {\sin \mathrm{\ψ}\sin \mathrm{\φ}}_E\\ \sin \mathrm{\ψ}{\cos \mathrm{\φ}}_E\end{array}\right]$

由此得到 

$\mathrm{\ρ}={\cos }^{-1}[{\cos \mathrm{\γ}}_1\cos \mathrm{\ψ}+{\sin \mathrm{\γ}}_1\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)]$

从而可以得到地心到卫星距离为 

$r=\frac{R_e+h_{\mathrm{IR}}}{\sin \mathrm{\ρ}}$

式中R_e为地球半径，h_IR为地球大气二氧化碳吸收层的等效高度。 

由星敏感器测量的惯性姿态四元数计算得到星敏感器测量系到惯性系的姿态转换矩阵 

$C_i^s=\left[\begin{array}{ccc}{q}_1^2-q_2^2-q_3^2+q_4^2& 2(q_1{q}_2+q_3{q}_4)& 2(q_1{q}_3-q_2{q}_4)\\ 2(q_1{q}_2-q_3{q}_4)& -q_1^2+q_2^2-q_3^2+q_4^2& 2(q_2{q}_3+q_1{q}_4)\\ 2(q_1{q}_3+q_2{q}_4)& 2(q_2{q}_3-q_1{q}_4)& -q_1^2-q_2^2+q_3^2+q_4^2\end{array}\right]$

从而得到地心方向矢量在惯性系中的表示 

${\stackrel{\→}{r}}^i=-C_s^i{\stackrel{\→}{r}}^s$

最后得到测量值为 

$Z={\left[\begin{array}{cc}{\stackrel{\→}{r}}^i& r\end{array}\right]}^T$

然后进行Kalman滤波器设计。滤波器以卫星的位置、速度作为状态变量(x，y，z，Vx，Vy，Vz)，状态方程为： 

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=v_x\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=v_y\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=v_z\\ \frac{{\mathrm{dv}}_x}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μx}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_x\\ \frac{{\mathrm{dv}}_y}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μy}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_y\\ \frac{{\mathrm{dv}}_z}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μz}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(3-5\frac{z^2}{r^2})]+w_z\end{array}\right.$

式中 

μ＝GE为地球引力常数，Re为地球半径，J₂为二阶带谐项系数，w_x、w_y、w_z为系统噪声，用来描述各摄动项的建模误差。 

以测量值Z作为滤波器观测量，则测量方程为： 

$z=h\left[x\right]+v=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{r}}^i\\ r\end{array}\right]+v$

其中v为测量噪声，h[X]表示测量方程是状态变量的非线性函数。 

Kalman滤波器计算过程可参考秦永元，张洪钺，汪叔华编写的《卡尔曼滤波与组合导航原理》中的相关介绍。 

(9)控制计算机 

控制计算机主要任务是根据卫星基准轨道姿态信息，生成地球模拟器的弦宽指令和惯性姿态四元数q指令。 

a.弦宽μ指令计算过程如下： 

由卫星基准轨道信息，x，y，z分别为惯性系的位置坐标值，可求得卫星指向地心方向矢量在地心惯性坐标系中的表示 

${\left(\stackrel{\→}{r}\right)}^i=\left[\begin{array}{c}-\frac{x}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{y}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{z}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\end{array}\right]$

经坐标转换后求得地心方向矢量在双圆锥红外地球敏感器测量坐标系中的表示 

则地心方向与双圆锥红外地球敏感器自旋轴X轴的夹角η为 

$\mathrm{\η}=\arccos \left(r_x^m\right)$

其中 

为 

向量的X分量。 

设从卫星上看地球的视角为ρ，则有 

$\mathrm{\ρ}=\arcsin \left(\frac{R_E}{r}\right)$

其中R_E为地球半径。 

设双圆锥红外地球敏感器扫描轴与自旋轴夹角为γ，双圆锥红外地球敏感器观测地球的弦宽为μ，则由球面三角形余弦公式得到： 

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}\cos \left(\frac{\mathrm{\μ}}{2}\right)$

从而求得弦宽μ 

$\mathrm{\μ}=2*\arccos \left(\frac{\cos \mathrm{\ρ}-\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}}\right)$

b.惯性姿态四元数q指令计算过程如下： 

由卫星基准轨道信息可以得到地心惯性系到卫星轨道系的转换矩阵 

由卫星姿态信息可以得到卫星轨道系到卫星本体系的转换矩阵 

由星敏感器的安装方式可以得到卫星本体系到星敏感器测量系的转换矩阵 

从而计算得到惯性系到星敏感器测量系的转换矩阵 

最后从转换矩阵 

中提取惯性姿态四元数q，q₁、q₂、q₃、q₄为q分量形式。则有 

$\left\{\begin{array}{c}{q}_4=\frac{1}{2}\sqrt{C_{11}+C_{22}+C_{33}+1}\\ q_1=\frac{1}{4q_4}(C_{23}-C_{32})\\ q_2=\frac{1}{4q_4}(C_{31}-C_{13})\\ q_3=\frac{1}{4q_4}(C_{12}-C_{21})\end{array}\right.$

式中C_ij表示矩阵 

的第i行第j列。 

二、工作流程 

(1)姿态轨道仿真器进行卫星姿态、轨道动力学计算，其数据作为基准分别发送到控制计算机和导航计算机； 

(2)控制计算机根据姿态轨道仿真器的基准数据，生成滚动角指令驱动单轴小转台转动双圆锥红外地球敏感器来模拟星体的滚动姿态；生成弦宽指令驱动双弦宽地球模拟器的弦宽变化来模拟卫星高度变化；生成惯性姿态四元数指令驱动动态恒星敏感器生成实时星图来模拟卫星在轨运动； 

(3)双圆锥红外地球敏感器对双弦宽地球模拟器进行观测，得到双圆锥红外地球敏感器测量系的地心矢量、地心距。星敏感器对动态恒星模拟器进行观测，通过星图识别计算得到卫星惯性姿态四元数。二者结合得到惯性系下的地心矢量、地心距； 

(4)导航计算机通过串口采集双圆锥红外地球敏感器和星敏感器测量信号，将惯性系下的地心方向和地心距作为观测量进行Kalman滤波计算，得到卫星位置和速度的估计值。最后，将得到的卫星位置和速度估计值与姿态轨道仿真器的基准数据进行比较来评估自主导航精度。 

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 (2)

1.基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航仿真试验系统，其特征在于包括：双圆锥红外地球敏感器、双弦宽地球模拟器、星敏感器、动态恒星模拟器、单轴转台、姿态轨道仿真器、导航计算机和控制计算机，其中：

双圆锥红外地球敏感器：安装在单轴转台上，双圆锥红外地球敏感器具有单一的光学扫描头部，利用反射镜结构得到两个红外通道，通过观测双弦宽地球模拟器获取扫入扫出两个地球弦宽的脉冲测量信号，并将所述测量信号送至导航计算机；

单轴转台：带动双圆锥红外地球敏感器转动，模拟星体的滚动姿态；

双弦宽地球模拟器：用于模拟两个地球弦宽，为双圆锥红外地球敏感器提供两路测量目标；

星敏感器：用于测量卫星惯性姿态，通过观测动态恒星模拟器的恒星星图得到惯性姿态四元数测量信号，并将所述测量信号送至导航计算机；

动态恒星模拟器：用于模拟随卫星运行而变化的恒星星图；

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，姿态轨道数据发送至控制计算机，并将计算结果作为基准数据发送至导航计算机；

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成姿态角指令控制单轴转台转动模拟卫星滚动角变化，生成惯性姿态四元数指令控制动态恒星模拟器星图变化模拟卫星在轨运动过程；

导航计算机：根据双圆锥红外地球敏感器传来的地球脉冲测量信号、星敏感器传来的惯性姿态四元数测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。

2.根据权利要求1所述的基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航仿真试验系统，其特征在于：所述控制计算机中根据卫星基准轨道姿态信息，生成地球模拟器的弦宽指令和惯性姿态四元数指令过程如下：

a.弦宽指令μ计算过程如下：

由卫星基准轨道信息(x，y，z)可求得卫星指向地心方向矢量在地心惯性坐标系中的表示

${\left(\stackrel{\→}{r}\right)}^i=\left[\begin{array}{c}-\frac{x}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{y}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{z}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\end{array}\right]$

经坐标转换后求得地心方向矢量在双圆锥红外地球敏感器测量坐标系中的表示

则地心方向与双圆锥红外地球敏感器自旋轴X轴的夹角η为

$\mathrm{\η}=\arccos \left(r_x^m\right)$

其中

为

向量的X分量。

设从卫星上看地球的视角为ρ，则有

$\mathrm{\ρ}=\arcsin \left(\frac{R_E}{r}\right)$

其中R_E为地球半径。

设双圆锥红外地球敏感器扫描轴与自旋轴夹角为γ，双圆锥红外地球敏感器观测地球的弦宽为μ，则由球面三角形余弦公式得到：

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}\cos \left(\frac{\mathrm{\μ}}{2}\right)$

从而求得弦宽μ

$\mathrm{\μ}=2*\arccos \left(\frac{\cos \mathrm{\ρ}-\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}}\right)$

b.惯性姿态四元数指令q计算过程如下：

由卫星基准轨道信息可以得到地心惯性系到卫星轨道系的转换矩阵

由卫星姿态信息可以得到卫星轨道系到卫星本体系的转换矩阵

由星敏感器的安装方式可以得到卫星本体系到星敏感器测量系的转换矩阵

从而计算得到惯性系到星敏感器测量系的转换矩阵

最后从转换矩阵

中提取惯性姿态四元数q，q₁、q₂、q₃、q₄为惯性姿态四元数q分量。则有

$\left\{\begin{array}{c}{q}_4=\frac{1}{2}\sqrt{C_{11}+C_{22}+C_{33}+1}\\ q_1=\frac{1}{4q_4}(C_{23}-C_{32})\\ q_2=\frac{1}{4q_4}(C_{31}-C_{13})\\ q_3=\frac{1}{4q_4}(C_{12}-C_{21})\end{array}\right.$

式中C_ij表示矩阵

的第i行第j列。

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