CN106052713B - 一种星敏感器光行差修正地面验证方法 - Google Patents

一种星敏感器光行差修正地面验证方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种星敏感器光行差修正地面验证方法，包含以下步骤：计算星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss；设定星敏感器的轨道参数和儒略日，使星敏感器相对太阳的线速度达到第一预设线速度值V′；若Vss与V′的差值小于等于计算线速度时的最小允许的容差值；向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器不修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的四元数Q，设置星敏感器以Vss修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的修正四元数Q′及Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ′；计算四元数Q与修正四元数Q′的误差四元数ΔQ；比较ΔQ′与ΔQ，以判断进行光行差修正时提供的线速度是否满足姿态精度要求，完成对星敏感器光行差修正的地面验证。本发明能有效检验星敏感器光行差修正是否正确。

Description

一种星敏感器光行差修正地面验证方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体涉及一种星敏感器光行差修正地面验证方法。
背景技术
星敏感器作为一种姿态测量敏感器，普遍用于各航天器中。目前星敏感器测量误差有三类：系统偏差(Bias)、慢变误差(LFE)、噪声等效角(NEA)。其中，光行差是慢变误差中主要的误差源。因此，如何在地面验证星敏感器光行差修正的正确性则尤为重要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种星敏感器光行差修正地面验证方法，能有效检验星敏感器光行差修正是否正确。
为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种星敏感器光行差修正地面验证方法，其特点是，包含以下步骤：
S1、计算星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss；
S2、设定星敏感器的轨道参数和儒略日，使星敏感器相对太阳的线速度达到第一预设线速度值V'；
S3、判断Vss与V'的差值是否小于等于计算线速度时的最小允许的容差值；
若否，则返回步骤S2，重新设定星敏感器的轨道参数和儒略日；
若是，则执行步骤S4；
S4、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器不修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的四元数Q；
S5、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器以Vss修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的修正四元数Q'及Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ'；
S6、计算四元数Q与修正四元数Q'的误差四元数ΔQ；
S7、比较ΔQ'与ΔQ，以判断进行光行差修正时提供的线速度是否满足姿态精度要求，完成对星敏感器光行差修正的地面验证。
所述的步骤S1包含：
S1.1、根据太阳视运动轨道平近点角和太阳视运动轨道偏心率，计算得到t时刻的真近点角fs；
S1.2、根据t时刻的真近点角fs及太阳视运动轨道近地点幅角，计算得到t时刻地球相对太阳的线速度Ve；
S1.3、根据太阳视运动轨道倾角及上注轨道参数，计算得到星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000；
S1.4、采集t时刻星敏感器的四元数Q，并结合VJ2000，得到星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss。
所述的步骤S1.1中t时刻的真近点角fs的计算公式为：
fs＝Ms+2essin(Ms)+1.25es 2sin(2Ms)
式中，Ms为太阳视运动轨道平近点角，es为太阳视运动轨道偏心率。
所述的步骤S1.2中t时刻地球相对太阳的线速度Ve的计算公式为：
式中，fs为真近点角，ωs为太阳视运动轨道近地点幅角。
所述的步骤S1.3中星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000的计算公式为：
式中，ε为太阳视运动轨道倾角，v＝(vx,vy,vz)为星敏感器相对地球线速度在J2000.0坐标系的投影分量，由上注轨道参数计算得到，单位m/s。
所述的步骤S1.4中计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000在星敏感器测量坐标系中的分量Vss的计算公式为：
式中，Q(Vss)＝[0 VSS(x) VSS(y) VSS(z)]T，Q*＝[q0-q1-q2-q3]T，为四元数相乘，Q(VJ2000)＝[0 VJ2000(x) VJ2000(y) VJ2000(z)]T，Q＝[q0 q1 q2 q3]T。
所述的步骤S5中计算Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ'的步骤包含：
A、计算光行差引起的偏角值α；
B、根据光行差引起的偏角值α计算得到星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ。
所述的步骤A中光行差引起的偏角值α的计算公式为：
式中，α为光行差引起的偏角值，V为线速度，C为光速。
所述的步骤A中包含：
计算星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角αx，
计算星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角αy，
所述的步骤B中星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ的计算公式为：
式中，αx为星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角，αy为星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角。
本发明一种星敏感器光行差修正地面验证方法与现有技术相比具有以下优点：本发明主要通过比较地面计算出的星敏感器相对太阳的线速度与星敏感器自身计算出的星敏感器相对太阳的线速度，确定地面提供给星敏感器进行光行差修正时使用的线速度是否正确；进而比较星敏进行光行差修正前后的误差四元数与地面通过线速度计算出的光行差修正偏差四元数，确定光行差修正算法是否正确，从而有效便捷的验证地面光行差修正是否正确。
附图说明
图1为本发明一种星敏感器光行差修正地面验证方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。
如图1所示，一种星敏感器光行差修正地面验证方法，包含以下步骤：
S1、计算星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss。
S1.1、根据太阳视运动轨道平近点角和太阳视运动轨道偏心率，计算得到t时刻的真近点角fs。
t时刻的真近点角fs的计算公式为：
fs＝Ms+2essin(Ms)+1.25es 2sin(2Ms)
式中，Ms为太阳视运动轨道平近点角，es为太阳视运动轨道偏心率。
S1.2、根据t时刻的真近点角fs及太阳视运动轨道近地点幅角，计算得到t时刻地球相对太阳的线速度Ve。
t时刻地球相对太阳的线速度Ve的计算公式为：
式中，fs为真近点角，ωs为太阳视运动轨道近地点幅角。
S1.3、根据太阳视运动轨道倾角及上注轨道参数，计算得到星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000。
星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000的计算公式为：
式中，ε为太阳视运动轨道倾角，v＝(vx,vy,vz)为星敏感器相对地球线速度在J2000.0坐标系的投影分量，由上注轨道参数计算得到，单位m/s。
S1.4、采集t时刻星敏感器的四元数Q，并结合VJ2000，得到星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss。
计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000在星敏感器测量坐标系中的分量Vss的计算公式为：
式中，Q(Vss)＝[0 VSS(x) VSS(y) VSS(z)]T，Q*＝[q0-q1-q2-q3]T，为四元数相乘，Q(VJ2000)＝[0 VJ2000(x) VJ2000(y) VJ2000(z)]T，Q＝[q0 q1 q2 q3]T。
S2、设定星敏感器的轨道参数和儒略日，使星敏感器相对太阳的线速度达到第一预设线速度值V'。
S3、判断Vss与V'的差值是否小于等于计算线速度时的最小允许的容差值；
若否，则返回步骤S2，重新设定星敏感器的轨道参数和儒略日；
若是，则执行步骤S4；
Vss-V'≤Vmin
其中，Vmin为计算线速度时最小允许的容差值，可视具体定姿精度要求确定。
S4、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器不修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的四元数Q。
S5、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器以Vss修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的修正四元数Q'及Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ'。
计算Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ'的步骤包含：
A、计算光行差引起的偏角值α。
光行差引起的偏角值α的计算公式为：
式中，α为光行差引起的偏角值，V为线速度，C为光速。
计算星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角αx，
计算星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角αy，
B、根据光行差引起的偏角值α计算得到星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ。
星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ的计算公式为：
式中，αx为星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角，αy为星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角。
S6、计算四元数Q与修正四元数Q'的误差四元数ΔQ。
误差四元数ΔQ的计算公式为
式中，Q*＝[q0-q1-q2-q3]T，为四元数相乘，Q＝[q0 q1 q2 q3]T。
S7、比较ΔQ'与ΔQ，以判断进行光行差修正时提供的线速度是否满足姿态精度要求，完成对星敏感器光行差修正的地面验证。
式中，Qmin为光行差修正时最小允许的容差值，可视具体定姿精度要求确定。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1、计算星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss；
S2、设定星敏感器的轨道参数和儒略日，使星敏感器相对太阳的线速度达到第一预设线速度值V'；
S3、判断Vss与V'的差值是否小于等于计算线速度时的最小允许的容差值；
若否，则返回步骤S2，重新设定星敏感器的轨道参数和儒略日；
若是，则执行步骤S4；
S4、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器不修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的四元数Q；
S5、向星敏感器注入预设四元数Q0，设置星敏感器以Vss修正光行差，并记录此时的星敏感器输出的修正四元数Q'及Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ；
S6、计算四元数Q与修正四元数Q'的误差四元数ΔQ'；
S7、比较ΔQ'与ΔQ，以判断进行光行差修正时提供的线速度是否满足姿态精度要求，完成对星敏感器光行差修正的地面验证。
2.如权利要求1所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S1包含：
S1.1、根据太阳视运动轨道平近点角和太阳视运动轨道偏心率，计算得到t时刻的真近点角fs；
S1.2、根据t时刻的真近点角fs及太阳视运动轨道近地点幅角，计算得到t时刻地球相对太阳的线速度Ve；
S1.3、根据太阳视运动轨道倾角及上注轨道参数，计算得到星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000；
S1.4、采集t时刻星敏感器的四元数Q，并结合VJ2000，得到星敏感器相对太阳的线速度在星敏坐标系的投影分量Vss。
3.如权利要求2所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S1.1中t时刻的真近点角fs的计算公式为：
fs＝Ms+2essin(Ms)+1.25es 2sin(2Ms)
式中，Ms为太阳视运动轨道平近点角，es为太阳视运动轨道偏心率。
4.如权利要求2所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S1.2中t时刻地球相对太阳的线速度Ve的计算公式为：
式中，fs为真近点角，ωs为太阳视运动轨道近地点幅角，es为太阳视运动轨道偏心率。
5.如权利要求2所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S1.3中星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000的计算公式为：
式中，ε为太阳视运动轨道倾角，v＝(vx,vy,vz)为星敏感器相对地球线速度在J2000.0坐标系的投影分量，由上注轨道参数计算得到，单位m/s。
6.如权利要求2所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S1.4中计算星敏感器相对太阳的线速度在2000.0惯性坐标系的投影分量VJ2000在星敏感器测量坐标系中的分量Vss的计算公式为：
式中，Q(Vss)＝[0 VSS(x) VSS(y) VSS(z)]T，Q*＝[q0-q1-q2-q3]T，为四元数相乘，Q(VJ2000)＝[0 VJ2000(x) VJ2000(y) VJ2000(z)]T，Q＝[q0 q1 q2 q3]T。
7.如权利要求1所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤S5中计算Vss引起光行差的偏差四元数ΔQ的步骤包含：
A、计算光行差引起的偏角值α；
B、根据光行差引起的偏角值α计算得到星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ。
8.如权利要求7所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤A中光行差引起的偏角值α的计算公式为：
式中，α为光行差引起的偏角值，V为线速度，C为光速。
9.如权利要求8所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤A中包含：
计算星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角αx，
计算星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角αy，
10.如权利要求9所述的星敏感器光行差修正地面验证方法，其特征在于，所述的步骤B中星敏感器在轨光行差引起的偏差四元数ΔQ的计算公式为：
式中，αx为星敏感器X轴线速度VSS(x)所引起的偏差角，αy为星敏感器Y轴线速度VSS(y)所引起的偏差角。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106404001B (zh) * 2016-10-31 2019-05-28 上海航天控制技术研究所 星敏感器与动态光星模拟器精密安装对准装置及测试方法
CN109579829B (zh) * 2018-11-29 2022-06-14 天津津航技术物理研究所 一种小视场星敏感器短波导航星识别方法
CN112179334B (zh) * 2020-09-15 2023-03-14 中国科学院微小卫星创新研究院 基于两步Kalman滤波的星光导航方法及系统
CN113483783B (zh) * 2021-05-31 2022-08-12 上海卫星工程研究所 一种用于运动目标监测的遥感卫星光行差校正方法及系统
CN114440886B (zh) * 2021-12-30 2023-09-05 上海航天控制技术研究所 一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102252673A (zh) * 2011-06-03 2011-11-23 哈尔滨工业大学 一种星敏感器在轨光行差的修正方法
CN105547327A (zh) * 2015-12-10 2016-05-04 上海新跃仪表厂 一种基于空间转换的星敏感器精度测试方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013004033A1 (zh) * 2011-07-06 2013-01-10 清华大学 用于星敏感器的精度测量方法及系统

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102252673A (zh) * 2011-06-03 2011-11-23 哈尔滨工业大学 一种星敏感器在轨光行差的修正方法
CN105547327A (zh) * 2015-12-10 2016-05-04 上海新跃仪表厂 一种基于空间转换的星敏感器精度测试方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
星敏感器低频误差分析;卢欣等;《空间控制技术与应用》;20140430;第40卷(第2期);第1-7页
星敏感器在轨测量误差分析;霍德聪等;《遥感学报》;20121231;第57-60页

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