CN107024228B - 一种星敏感器非高频误差在轨修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其包含以下步骤：S1、计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，使姿态四元数S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏置角对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正。其优点是：极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。

Description

一种星敏感器非高频误差在轨修正方法

技术领域

本发明涉及卫星高精度姿态确定技术领域，具体涉及一种星敏感器非高频误差在轨修正方法。

背景技术

高精度的卫星均采用星敏感器计算卫星姿态以保证姿态的指向精度。采用星敏感器计算卫星姿态时，除了星敏感器自身的高频测量噪声误差外，星敏感器光学测量基准与整星控制基准之间的安装偏差、有效载荷与整星基准之间的安装偏差、以及星敏感器与基准之间慢变的热变形引起的姿态偏差，都会最终影响到成像的精度和质量。这些误差如果通过硬件或结构设计来减小偏差，则需要花费大量的人力物力和财力，而且也只能达到部分消除作用。为此在进行姿态确定设计时，要考虑能对上述非高频误差源尽可能的修正，保证卫星最终的高精度指向精度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，通过对星敏感器安装常值偏差、星敏感器与有效载荷之间误差以及其他不确定常值姿态偏差进行修正，极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征是，包含以下步骤：

S1、根据星敏感器理论输出四元数q_si、星敏感器理论安装四元数q_sb以及惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，以对星敏感器安装常值偏差、有效载荷常值偏差以及有效载荷常值周期误差进行修正，使姿态四元数

S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏执角继续对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正；

S4、将步骤S3中获得的修正后的最终姿态确定角作为卫星的姿态确定角带入到控制系统中接入闭环控制。

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S2中：

所述的安装常值偏差误差项式中，q_{err_st1}为星敏感器自身安装基准镜与光轴之间的偏差修正四元素，q_{err_st2}为星敏感器安装基准镜与整星基准镜之间的安装偏差。

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S2中：

所述的有效载荷常值偏差误差项q_err2在升轨段和降轨段取不同的实际标定数据：

当-pi/2<u<pi/2时，q_err2为升轨修正值q_err2升；

当-pi<u<-pi/2或pi/2<u<pi时，q_err2为升轨修正值q_err2降；

式中，pi为π，u为卫星轨道参数纬度幅角。

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S2中：

q_err3值根据在轨实时计算，其计算公式利用周期变化的三个姿态角θ₃、ψ₃计算，具体如下：

θ₃＝A_yi sin(2πF_yi(t-T_yi))

ψ₃＝+A_zisin(2πF_zi(t-T_zi))

式中，A_xi、A_yi、A_zi分别为各轴慢变误差修正的幅值系数；F_xi、F_yi、F_zi分别为各轴慢变误差的变化频率；T_xi、T_yi、T_zi分别为各轴慢变误差修正的初始相位对应的时刻；t为当前计算时刻；

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S3具体包含：

将步骤S2修正得到的姿态四元数q_bo表示出卫星姿态信息，并将该卫星姿态信息转换为用欧拉角表示的卫星姿态信息：

θ_ST＝θ_ST+θ_c0；

ψ_ST＝ψ_ST+ψ_c0；

式中，q₁、q₂、q₃、q₄分别为姿态四元数q_bo的四个分量。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、考虑了在轨可能影响姿态确定精度的大部分非高频误差，保证卫星最终的高精度指向精度；

2、本方法易于星上实现且不影响其它正常工作性能；

3、本发明对所有误差参数都预留了遥控注入接口，便于地面处理完毕后及时方便的上注执行。

附图说明

图1为本发明的方法流程图。

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，本发明公开了一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其包含以下步骤：

S1、根据星敏感器理论输出四元数q_si、星敏感器理论安装四元数q_sb以及惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，以对星敏感器安装常值偏差、有效载荷常值偏差以及有效载荷常值周期误差进行修正，使姿态四元数表示为：

S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏执角对常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正；

S4、将步骤S3中获得的修正后的最终姿态确定角作为卫星的姿态确定角带入到控制系统中接入闭环控制。

实施例一

星敏感器输出的是星敏感器坐标系相对J2000.0惯性坐标系的姿态四元素，为了得到卫星相对轨道坐标系的姿态，首先将星敏感器姿态四元素通过安装矩阵转换为卫星相对惯性坐标系的姿态四元素，然后再根据轨道参数，得到卫星的三个姿态角。

本实施例中，步骤S1具体通过如下过程得到：设星敏感器理论输出值为q_si，星敏感器理论安装的四元数为q_sb，惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，就可以计算卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

上面描述的纯理论计算公式，星敏感器在轨有多种非高频的误差需要实时修正，具体通过上述的步骤S2～S3来完成，具体的步骤S2～S3的修正内容和修正过程如下：

1)星敏感器安装常值偏差的修正

星敏感器的安装偏差包括两部分，一部分是星敏感器自身安装基准镜与光轴之间的偏差，该偏差由单机承制方测量并给出修正四元素q_{err_st1}，另一部分是星敏感器安装基准镜与与整星基准镜之间的安装偏差q_{err_st2}。

为了考虑将这些偏差修正，在姿态确定方案中加入了一项偏差误差项q_err1，则计算卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo公式变为：

2)星敏感器与有效载荷之间误差修正

卫星经过发射阶段以及在轨环境影响，在轨星敏感器与有效载荷之间的基准也会存在一定偏差，目前可以通过地面标定获得这个偏差。

在轨星敏感器与有效载荷之间的基准偏差，通过多次标定可以得到两种与轨道周期相关的形式：

一种近似于常值偏差，但是该偏差在降轨段和升轨段有一定的差异，在轨考虑设置升降轨弧段各取一个常值进行修正，但修正变量和位置是一样的；

为了考虑将这些偏差修正，在姿态确定方案中加入了一项有效载荷常值偏差误差项q_err2，则计算卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo公式变为：

q_err2在升轨段和降轨段取不同的实际标定数据；

当-pi/2<u<pi/2时，q_err2为升轨修正值q_err2升；

当-pi<u<-pi/2or pi/2<u<pi，q_err2为升轨修正值q_err2降；

式中，pi为π，u为卫星轨道参数纬度幅角。

第二种近似于正弦变化的偏差，该偏差主要由在轨不同光照条件引起，一般是轨道周期。为了考虑将上述偏差修正，在姿态确定方案中加入了一项有效载荷常值周期误差项q_err3，则计算卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo公式变为：

q_err3不是一个常值，需要在轨实时计算，该四元素的计算公式利用周期变化的三个姿态角θ₃、ψ₃计算，具体如下：

θ₃＝A_yisin(2πF_yi(t-T_yi)) (6)

ψ₃＝+A_zisin(2πF_zi(t-T_zi)) (7)

其中A_xi、A_yi、A_zi分别为各轴慢变误差修正的幅值系数；F_xi、F_yi、F_zi分别为各轴慢变误差的变化频率；T_xi、T_yi、T_zi分别为各轴慢变误差修正的初始相位对应的时刻；t为当前计算时刻；

3)其他不确定常值姿态角偏差修正

该偏差修正通过设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，星上计算姿态时会将该偏差修正，直接对最终的姿态确定角进行修正：

将用四元数表示的卫星姿态信息转换为用欧拉角表示的卫星姿态信息(这里对应123转序)：

θ_ST＝θ_ST+θ_c0 (11)

ψ_ST＝ψ_ST+ψ_c0 (12)

式中，q₁、q₂、q₃、q₄分别为姿态四元数q_bo的四个分量；公式(10)～(12)为星上计算姿态时做的姿态角偏差修正公式；

将最终得到的姿态角作为卫星的姿态确定角并带入到后面的控制系统中接入闭环控制。

综上，星敏感器的姿态修正如按修正的偏差形式可以分为采用修正四元数和姿态角偏差两种形式：

其中，所述姿态四元数q_bo偏差修正公式为：

其中，所述姿态角偏差修正公式为：

θ_ST＝θ_ST+θ_c0(11)

ψ_ST＝ψ_ST+ψ_c0(12)

并且本实施例中，所有误差参数都预留了遥控注入接口，便于地面处理完毕后及时方便的上注执行。

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)

1.一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、根据星敏感器理论输出四元数q_si、星敏感器理论安装四元数q_sb以及惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，以对星敏感器安装常值偏差、有效载荷常值偏差以及有效载荷常值周期误差进行修正，使姿态四元数

S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏置角继续对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正；

步骤S3具体包含：

将步骤S2修正得到的姿态四元数q_bo表示出卫星姿态信息，并将该卫星姿态信息转换为用欧拉角表示的卫星姿态信息：

θ_ST＝θ_ST+θ_c0；

ψ_ST＝ψ_ST+ψ_c0；

式中，q₁、q₂、q₃、q₄分别为姿态四元数q_bo的四个分量；

S4、将步骤S3中获得的修正后的最终姿态确定角作为卫星的姿态确定角带入到控制系统中接入闭环控制。

2.如权利要求1所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

所述的安装常值偏差误差项式中，q_{err_st1}为星敏感器自身安装基准镜与光轴之间的偏差修正四元素，q_{err_st2}为星敏感器安装基准镜与整星基准镜之间的安装偏差。

3.如权利要求2所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

所述的有效载荷常值偏差误差项q_err2在升轨段和降轨段取不同的实际标定数据：

当-pi/2<u<pi/2时，q_err2为升轨修正值q_err2升；

当-pi<u<-pi/2或pi/2<u<pi时，q_err2为升轨修正值q_err2降；

式中，pi为π，u为卫星轨道参数纬度幅角。

4.如权利要求3所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

q_err3值根据在轨实时计算，其计算公式利用周期变化的三个姿态角θ₃、ψ₃计算，具体如下：

θ₃＝A_yisin(2πF_yi(t-T_yi))

ψ₃＝+A_zisin(2πF_zi(t-T_zi))

式中，A_xi、A_yi、A_zi分别为各轴慢变误差修正的幅值系数；F_xi、F_yi、F_zi分别为各轴慢变误差的变化频率；T_xi、T_yi、T_zi分别为各轴慢变误差修正的初始相位对应的时刻；t为当前计算时刻；