CN106896819A - 基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，该方法包含：求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。本发明适用于安装三台及以上星敏感器的卫星，能够充分利用星上资源，能够补偿单星敏感器光轴精度差的不足，避免双星敏感器姿态确定算法中叉乘矢量的引入，减小定姿误差，可靠性高，且算法简单，星上软件容易实现。

Description

基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统

技术领域

本发明涉及卫星高精度姿态确定技术，具体涉及一种适用于安装了三台及以上星敏感器的卫星的基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统。

背景技术

随着星载对地观测任务的扩大，对卫星的控制精度、稳定度提出了越来越高的要求，特别是对卫星的指向精度的要求也越来越高。为了保证卫星的指向精度，需要通过高精度的姿态确定算法来保证卫星姿态解算精度。高精度姿态确定技术通常采用星敏感器来完成姿态解算。然而星敏感器姿态测量误差在光轴方向较大，在垂直光轴方向较小，在多星敏感器的条件下，可以使用星敏感器垂直光轴的姿态信息来补偿其它星敏感器光轴方向姿态测量精度的不足，来提高姿态确定精度。

目前国内的卫星姿态测量系统一般会配置3至4台星敏感器，但在卫星姿态解算过程中一般引入1台或者2台星敏感器的测量数据，并没有充分利用星上的有效资源，这就需要寻求一种充分整合有效数据的方法，提高姿态确定解算精度。

发明内容

本发明提供一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统，降低星敏感器光轴较大的误差给姿态确定带来的影响，实现高精度的卫星三轴姿态确定。

为实现上述目的，本发明提供一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，其特点是，该方法包含：

求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；

求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；

根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

上述求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵包含：

任意三台光轴矢量两两不共线的三个星敏感器在卫星本体坐标系下的安装矩阵分别为C_b1、C_b2和C_b3；

求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，如式(1)：

式(1)中，表示#敏感器光轴矢量在&坐标系下的分量，其中i表示惯性坐标系，b表示卫星本体坐标系，o表示轨道坐标系，1、2、3分别表示相应的星敏感器以及其测量坐标系；

根据三台星敏感器的三个光轴矢量，求取其在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵如式(2)：

上述求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵包含：

根据三台星敏感器的测量数据，可得三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，由此求取三个光轴矢量在惯性坐标系下分量，如式(3)：

式(3)中，含有*号的量为与星敏感器测量值有关的值；

根据三台星敏感器的测量数据，求取其光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵如式(4)：

上述根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵包含：

根据矢量定姿原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，如式(5)：

对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵进行正交化，得正交化后的转换矩阵C_bi如式(6)：

式(6)中，E是单位矩阵；

根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵C_bi和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。如式(7)：

C_bo＝C_biC_io (7)。

一种基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，其特点是，该系统包含：

卫星本体坐标系矩阵求取模块，其求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；

惯性系坐标矩阵求取模块，其根据三台星敏感器的测量数据求取其光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；

姿态矩阵求取模块，其根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

上述卫星本体坐标系矩阵求取模块包含：

卫星本体坐标系分量求取模块，其根据三台星敏感器在卫星本体坐标系下的安装矩阵，求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量；

卫星本体坐标系矩阵计算模块，其根据三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵。

上述惯性系坐标矩阵求取模块包含：

惯性系坐标分量求取模块，其根据三个星敏感器的测量数据，得到三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，获得三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量；

惯性系坐标矩阵计算模块，其根据三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量，求取三个星敏感器的光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵。

上述姿态矩阵求取模块包含：

矩阵转换模块，其根据矢量定姿原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵；

正交模块，其对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵正交化；

姿态矩阵计算模块，其根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

本发明基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统和现有技术相比，其优点在于，本发明适用于安装三台及以上星敏感器的卫星，能够充分利用星上资源，能够补偿单星敏感器光轴精度差的不足，避免双星敏感器姿态确定算法中叉乘矢量的引入，减小定姿误差，可靠性高，且算法简单，星上软件容易实现。

附图说明

图1为本发明基于三星敏感器的卫星姿态确定方法的流程图。

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，公开了一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，该方法具体包含以下步骤：

S1、求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量。

不考虑安装误差时，任意三台光轴矢量两两不共线的三个星敏感器1、2、3在卫星本体坐标系下的安装矩阵分别为C_b1、C_b2和C_b3。

据此，求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，如式(1)：

式(1)中，表示#敏感器光轴矢量在&坐标系下的分量，其中i表示惯性坐标系，b表示卫星本体坐标系，o表示轨道坐标系，1、2、3分别表示相应的星敏感器以及其测量坐标系。

S2、根据三台星敏感器的光轴矢量得到卫星本体坐标系下的矩阵。

根据三台星敏感器的三个光轴矢量，求取其在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵如式(2)：

S3、由三台星敏感器的测量数据求取惯性系下的分量。

根据三台星敏感器的测量数据，可得三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，由此求取三个光轴矢量在惯性坐标系下分量，如式(3)：

式(3)中，含有*号的量为与星敏感器测量值有关的值。

S4、根据三台星敏感器的测量数据得到惯性系下的矩阵。

根据三台星敏感器的测量数据，求取其光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵如式(4)：

S5、求取惯性系到卫星本体坐标系的转换矩阵。

根据矢量定姿的基本原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，如式(5)：

S6、矩阵正交化。

对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵进行正交化，得正交化后的转换矩阵C_bi如式(6)：

式(6)中，E是单位矩阵。

S7、求取姿态矩阵。

根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵C_bi和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。如式(7)：

C_bo＝C_biC_io (7)。

本发明还公开了一种基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，该系统包含：卫星本体坐标系矩阵求取模块、惯性系坐标矩阵求取模块和姿态矩阵求取模块。

卫星本体坐标系矩阵求取模块用于求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵。

惯性系坐标矩阵求取模块用于根据三台星敏感器的测量数据求取其光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵。

姿态矩阵求取模块接收卫星本体坐标系矩阵求取模块和惯性系坐标矩阵求取模块的输出，用于根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

其中，卫星本体坐标系矩阵求取模块包含：卫星本体坐标系分量求取模块和卫星本体坐标系矩阵计算模块。

卫星本体坐标系分量求取模块用于根据三台星敏感器在卫星本体坐标系下的安装矩阵，求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量。

卫星本体坐标系矩阵计算模块用于根据三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵。

其中，惯性系坐标矩阵求取模块包含：惯性系坐标分量求取模块和惯性系坐标矩阵计算模块。

惯性系坐标分量求取模块用于根据三个星敏感器的测量数据，得到三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，获得三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量。

惯性系坐标矩阵计算模块用于根据三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量，求取三个星敏感器的光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵。

其中，姿态矩阵求取模块包含：矩阵转换模块、正交模块和姿态矩阵计算模块。

矩阵转换模块用于根据矢量定姿原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵。

正交模块用于对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵正交化。

姿态矩阵计算模块用于根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

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 (8)

1.一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，该方法包含：

求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；

求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；

根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

2.如权利要求1所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵包含：

任意三台光轴矢量两两不共线的三个星敏感器在卫星本体坐标系下的安装矩阵分别为C_b1、C_b2和C_b3；

求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，如式(1)：

$\begin{array}{c}{L}_1^b=C_{b1}{L}_1^1\\ L_2^b=C_{b2}{L}_2^2\\ L_3^b=C_{b3}{L}_3^3\end{array}---\left(1\right)$

式(1)中，表示#敏感器光轴矢量在&坐标系下的分量，其中i表示惯性坐标系，b表示卫星本体坐标系，o表示轨道坐标系，1、2、3分别表示相应的星敏感器以及其测量坐标系；

根据三台星敏感器的三个光轴矢量，求取其在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵如式(2)：

$L_{3\×3}^b=\left[\begin{array}{ccc}{L}_1^b& L_2^b& L_3^b\end{array}\right]---\left(2\right).$

3.如权利要求1所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵包含：

根据三台星敏感器的测量数据，可得三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，由此求取三个光轴矢量在惯性坐标系下分量，如式(3)：

$L_1^{i*}=C_{i1*}{L}_1^1=C_{ib}{C}_{b1}{L}_1^{1*}=C_{ib}{L}_1^{b*}$

$L_2^{i*}=C_{i2*}{L}_2^2=C_{ib}{C}_{b2}{L}_2^{2*}=C_{ib}{L}_2^{b*}$

$L_3^{i*}=C_{i3*}{L}_3^3=C_{ib}{C}_{b3}{L}_3^{3*}=C_{ib}{L}_3^{b*}---\left(3\right)$

式(3)中，含有*号的量为与星敏感器测量值有关的值；

根据三台星敏感器的测量数据，求取其光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵如式(4)：

$L_{3\×3}^{i*}=\left[\begin{array}{ccc}{L}_1^{i*}& L_2^{i*}& L_3^{i*}\end{array}\right]---\left(4\right).$

4.如权利要求1所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵包含：

根据矢量定姿原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，如式(5)：

$C_{bi}^{*}=L_{3\×3}^b{\left(L_{3\×3}^{i*}\right)}^{-1}---\left(5\right)$

对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵进行正交化，得正交化后的转换矩阵C_bi如式(6)：

$C_{bi}=\frac{1}{2}{C}_{bi}^{*}(3E-{\left(C_{bi}^{*}\right)}^T(C_{bi}^{*}\left)\right)---\left(6\right)$

式(6)中，E是单位矩阵；

根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵C_bi和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。如式(7)：

C_bo＝C_biC_io (7)。

5.一种基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，其特征在于，该系统包含：

卫星本体坐标系矩阵求取模块，其求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；

惯性系坐标矩阵求取模块，其根据三台星敏感器的测量数据求取其光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；

姿态矩阵求取模块，其根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。

6.如权利要求5所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，其特征在于，所述卫星本体坐标系矩阵求取模块包含：

卫星本体坐标系分量求取模块，其根据三台星敏感器在卫星本体坐标系下的安装矩阵，求取三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量；

卫星本体坐标系矩阵计算模块，其根据三台星敏感器光轴矢量在卫星本体坐标系下的分量，求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下分量组成的矩阵。

7.如权利要求5所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，其特征在于，所述惯性系坐标矩阵求取模块包含：

惯性系坐标分量求取模块，其根据三个星敏感器的测量数据，得到三个测量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，获得三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量；

惯性系坐标矩阵计算模块，其根据三个光轴矢量在惯性坐标系下的分量，求取三个星敏感器的光轴矢量在惯性坐标系下分量组成的矩阵。

8.如权利要求5所述的基于三星敏感器的卫星姿态确定系统，其特征在于，所述姿态矩阵求取模块包含：

矩阵转换模块，其根据矢量定姿原理，求取惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵；

正交模块，其对惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵正交化；

姿态矩阵计算模块，其根据正交化的惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵和轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。