CN106767846B - 三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态估计方法，包含：利用卫星姿态动力学方程对卫星惯性角速度进行估计，因此可以代替测量卫星角速度的惯性基准单元；利用卫星运动学方程及星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器等对姿态确定值进行滤波估计；同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的估计，并将星敏感器姿态测量值作为基准。本发明取得了不用惯性基准单元，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器等进行卫星姿态角和姿态角速度的估计，提高卫星姿轨控系统可靠性的有益效果。

Description

三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统

技术领域

本发明涉及卫星姿态确定技术领域，具体涉及一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法。

背景技术

高精度高稳定度三轴稳定卫星姿态确定系统一般配置高精度的惯性基准单元来测量卫星惯性角速度，同时还配置高精度的光学敏感器如星敏感器等。对于具有转速部件(陀螺)的惯性基准单元来说，很难达长寿命要求，或者需要较高的代价。而光学敏感器较易达到长寿命。从国内高精度高稳定度三轴稳定卫星在轨运行情况来看，惯性基准单元的陀螺发生故障的概率较星敏感器等光学敏感器的高。为提高姿轨控系统的可靠性和寿命，不用陀螺的姿态确定技术是一种必要的备份措施。

不用陀螺获得卫星惯性角速度的方法有多种，本发明利用卫星姿态动力学模型和多种光学敏感器的姿态信息，利用卡尔曼估计方法确定卫星角速度估计算法和姿态角估计算法，并对多敏感器的姿态信息进行了融合处理。

目前，不用陀螺的三轴卫星姿态确定与控制系统一般仅用星敏感器估计卫星姿态和姿态角速度，在星敏感器十几分钟数据无效的情况下，受限于卫星姿态动力学模型的精确度，卫星姿态会逐渐漂大，可能会影响卫星正常工作。本发明融合了多种姿态敏感器，在某一种敏感器数据无效时也不可保证卫星姿态稳定控制。

发明内容

本发明提供一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统，可在惯性基准单元的陀螺故障情况下，利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器进行卫星惯性角速度的估计，以保持卫星正常的姿态控制。

为实现上述目的，本发明提供一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，其特点是，该方法包含：

采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵；

采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵；

同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。

上述卫星姿态动力学方程如式(1)：

式(1)中，h为飞轮角动量、ω为星体惯性角速度、I为星体惯量矩阵、T_d为干扰力矩；

卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程可以简化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)为卫星三轴惯性角速度；为卫星三轴姿态角速度；φ，θ，ψ为卫星三轴姿态角，ω₀为卫星轨道角速度；

设r为角速度观测误差，则星体惯性角速度的观测方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中yr为星体惯性角速度的观测值。

上利要求1所述的三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，其特征在于，所述卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程中惯性角速度由惯性角速度获取值代替，如式(4)：

式(4)中，是惯性角速度获取值，w_i(i＝x,y,z)表示运动学模型误差，主要来源于角速度获取误差；

卫星姿态角可以由姿态敏感器的输出信息得到，因此角度获取器的观测方程如式(5)：

x_m＝x+r_m (5)

其中，x为卫星姿态角，r_m为姿态测量误差。

一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取系统，其特点是，该系统包含：

卫星惯性角速度获取模块，其采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵；

卫星姿态确定值获取模块，其采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵；

卫星姿态获取模块，其连接卫星惯性角速度获取模块和卫星姿态确定值获取模块的输出，同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。

本发明三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统和现有技术相比，其优点在于，本发明提出了不用陀螺仅用光学敏感器进行姿态估计的方法，在惯性基准单元陀螺故障的情况下，可以利用星上的光学敏感器资源、卫星姿态动力学和运动学方程进行卡尔曼估计，得到卫星的惯性角速度和姿态角，为卫星的姿态控制提供基础，通过对多种敏感器信息的融合可以保证系统连续有效的姿态信息，有利于提高卫星角速度的估计精度，因此可以作为卫星姿轨控系统姿态确定的一种备份方案，有利于提高卫星姿轨控系统的可靠性；

本发明取得了不用惯性基准单元，星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角可同时用于卫星姿态角估计，并将星敏感器姿态确定值作为姿态测量基准值，因此可以提高卫星姿态角测量信息的连续有效性，有利于提高卫星惯性角速度估计的精度；

本发明充分利用光学敏感器资源可以得到连续有效的姿态信息，对卫星姿态动力学模型的精确性要求降低；

本发明仅用光学敏感器进行卫星惯性角速度估计，可作为三轴稳定卫星姿轨控系统姿态确定的备份方案，可提高卫星姿轨控系统的可靠性。

附图说明

图1为本发明三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。

如图1所示，本发明公开了一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，该方法包含：

S1、采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵。

带有大型柔性附件的卫星在姿态稳定时对卫星的耦合干扰力矩可以忽略，因此卫星的姿态动力学方程描述为刚体模型，所以上述卫星姿态动力学方程如式(1)：

式(1)中，h为飞轮角动量、ω为星体惯性角速度、I为星体惯量矩阵、T_d为干扰力矩；

卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程可以简化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)为卫星三轴惯性角速度；为卫星三轴姿态角速

度；φ，θ，ψ为卫星三轴姿态角，ω₀为卫星轨道角速度；

得到角速度估计器的状态方程如：其中B′＝I^-1，v为干扰力矩的随机误差。

设r为角速度观测误差，则星体惯性角速度的观测方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中yr为星体惯性角速度的观测值。

根据敏感器的姿态确定误差可以得到观测误差的方差阵QN＝E{rr'}。

利用卡尔曼估计器设计函数可以求得角速度估计器的增益系数阵K和角速度估计误差方差阵P，于是得到卫星惯性角速度估计值：

其中，

其中，T_g(k)为卫星受到的环境干扰力矩，ω₀为卫星轨道角速度，Ts为计算周期，姿态估计值由姿态估计器得到。

S2、采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵。

卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程中惯性角速度由惯性角速度获取值代替，如式(4)：

式(4)中，是惯性角速度获取值，w_i(i＝x,y,z)表示运动学模型误差，主要来源于角速度获取误差。

由卫星姿态运动学方程得到姿态角度估计器的状态方程：

其中，状态量输入量

卫星姿态角可以由姿态敏感器的输出信息得到，因此角度获取器的观测方程如式(5)：

x_m＝x+r_m (5)

其中，x为卫星姿态角，r_m为姿态测量误差，可近似为姿态敏感器的姿态确定误差。

利用卡尔曼估计器设计函数可以求得角度估计器的增益系数阵L和角度估计误差方差阵P′，从而得到卡尔曼估计的姿态角，如下：

其中，L_x＝L(1,1)，L_y＝L(2,2)，L_z＝L(3,3)。

S3、在S1和S2的基础上，同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。

星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器均可利用时，以星敏感器测量信息作为姿态基准，则姿态估计器可以写为：

其中，L_mx、L_mx、L_mx和L_ST均为增益系数，L_Bx、L_By和L_Bz为姿态基准修正系数。星敏感器积分限幅值根据基准偏差的最大值及修正系数L_Bx、L_By和L_Bz确定。

本发明还公开了一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取系统，该系统包含：卫星惯性角速度获取模块、卫星姿态确定值获取模块、连接卫星惯性角速度获取模块和卫星姿态确定值获取模块输出的卫星姿态获取模块。

卫星惯性角速度获取模块用于采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵；

卫星姿态确定值获取模块用于采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵；

卫星姿态获取模块用于连接卫星惯性角速度获取模块和卫星姿态确定值获取模块的输出，同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。

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 (4)

1.一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，其特征在于，该方法包含：

采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵；

卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程中惯性角速度由惯性角速度获取值代替，卫星姿态角可以由姿态敏感器的输出信息得到；

采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵；

同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。

2.如权利要求1所述的三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，其特征在于，所述卫星姿态动力学方程如式(1)：

式(1)中，h为飞轮角动量、ω为星体惯性角速度、I为星体惯量矩阵、T_d为干扰力矩；

卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程可以简化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)为卫星三轴惯性角速度；为卫星三轴姿态角速度；φ，θ，ψ为卫星三轴姿态角，ω₀为卫星轨道角速度；

设r为角速度观测误差，则星体惯性角速度的观测方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中y_r为星体惯性角速度的观测值。

3.如权利要求1所述的三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法，其特征在于，所述卫星在稳态运行时，卫星姿态运动学方程中惯性角速度由惯性角速度获取值代替，如式(4)：

式(4)中，是惯性角速度获取值，w_i(i＝x,y,z)表示运动学模型误差，主要来源于角速度获取误差，为卫星三轴姿态角速度；φ，θ，ψ为卫星三轴姿态角，ω₀为卫星轨道角速度；

卫星姿态角可以由姿态敏感器的输出信息得到，因此角度获取器的观测方程如式(5)：

x_m＝x+r_m (5)

其中，x为卫星姿态角，r_m为姿态测量误差。

4.一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取系统，其特征在于，该系统包含：

卫星惯性角速度获取模块，其采用卫星姿态动力学方程作为关于卫星惯性角速度的状态方程，采用卫星姿态角获取值和卫星姿态运动学方程得到惯性角速度的观测方程，通过卡尔曼获取方法得到角速度获取增益系数矩阵和惯性角速度获取的误差方差阵；

卫星姿态确定值获取模块，其采用卫星姿态运动学方程作为关于卫星姿态角的状态方程，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角得到姿态观测方程，通过卡尔曼获取方法得到姿态角获取增益系数矩阵和姿态角获取的误差方差阵；

卫星姿态获取模块，其连接卫星惯性角速度获取模块和卫星姿态确定值获取模块的输出，同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的获取，并将星敏感器姿态测量值作为基准。