CN107402023B - 地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法 - Google Patents

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CN107402023B CN201710681151.1A CN201710681151A CN107402023B CN 107402023 B CN107402023 B CN 107402023B CN 201710681151 A CN201710681151 A CN 201710681151A CN 107402023 B CN107402023 B CN 107402023B
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Abstract

本发明公开了一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其步骤主要为：一、根据载荷标定的姿态确定误差，计算星敏感器的姿态测量误差；二、根据星敏感器的安装矩阵，计算星敏感器测量系下的测量误差；三、将测量误差数据通过分段多阶傅立叶函数来拟合星敏感器的慢变误差；四、根据地方时与恒星时角的转换关系，计算预报日期与标定日期的恒星时差；五、利用拟合的星敏感器慢变误差，预报星敏感器的姿态测量误差；六、根据星敏感器的测量模型，计算修正后的定姿角。本发明不仅可为图像导航与配准提供高精度的姿态基准，还可有效地提升光学遥感卫星的图像配准精度。

Description

地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法
技术领域
本发明涉及星敏感器慢变误差预报校正领域，特别涉及一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法。
背景技术
随着对地观测卫星的不断发展，人们对卫星的姿态控制精度和稳定性提出了更高的要求，特别是高精度光学遥感卫星，还要求卫星平台具有高姿态确定精度，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。由于空间环境温度及太阳光热效应的变化，对星敏感器的光学系统及成像光斑产生慢变影响，从而影响星敏感器的测量精度。星上常用的方法是采用高精度陀螺组合和高精度星敏感器联合卡尔曼滤波进行姿态确定实现高精度的姿态，但无法校正星敏感器在轨受空间环境温度及太阳光热效应影响产生的慢变误差。因此，为了提高图像导航与配准的姿态基准，有必要利用地球静止轨道卫星太阳光热效应重复性的优势，研究地球静止轨道卫星星敏感器慢变误差预报校正的方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，它利用地球静止轨道卫星数据重复的优势，将在轨下传的星敏测量数据，根据载荷标定的姿态偏差，采用误差数据拟合方法得到星敏感器的慢变误差模型，将慢变误差上注，用于预报校正后期的星敏在轨慢变误差，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准。
本发明的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其步骤为：
S1：根据载荷标定的姿态确定误差，计算星敏感器的姿态测量误差；
S2：根据星敏感器的安装矩阵，计算星敏感器测量系下的测量误差；
S3：将所述星敏感器测量系下的测量误差数据通过分段多阶傅立叶函数拟合出星敏感器的慢变误差；
S4：根据地方时与恒星时角的转换关系，计算预报日期与标定日期的恒星时差；
S5：利用拟合的星敏感器的慢变误差，预报星敏感器的姿态测量误差；
S6：根据星敏感器的测量模型，计算修正后的定姿角。
优选地，所述步骤S1中，星敏感器的姿态测量误差矩阵Cbbr为：
Figure BDA0001375517690000021
其中，Cbo是星敏感器的姿态矩阵；Cbro是载荷标定的姿态矩阵。
优选地，星敏感器的姿态矩阵Cbo和载荷标定的姿态矩阵Cbro的计算公式分别为：
Figure BDA0001375517690000022
Figure BDA0001375517690000023
其中：载荷标定的姿态为
Figure BDA0001375517690000028
Figure BDA0001375517690000029
为载荷标定的滚动角，θr为载
荷标定的俯仰角，ψr为载荷标定的偏航角；星敏感器的定姿角为
Figure BDA00013755176900000210
Figure BDA00013755176900000211
为星敏感器的滚动角，θ为星敏感器的俯仰角，ψ为星敏感器的偏航角。
优选地，所述步骤S2中，星敏感器测量系下的误差矩阵Cssr为：
Figure BDA0001375517690000024
星敏感器测量系下的测量误差分别为：
Figure BDA0001375517690000025
Figure BDA0001375517690000026
Figure BDA0001375517690000027
其中，Cbs是星敏感器的安装矩阵；
Figure BDA0001375517690000035
是星敏测量系下的滚动角误差；θse是星敏测量系下的俯仰角误差；ψse是星敏测量系下的偏航角误差。
优选地，所述星敏感器的安装矩阵Cbs的计算公式为：
Figure BDA0001375517690000031
其中，qbs＝[qbs0qbs1qbs2qbs3]为标定的星敏测量安装四元数。
优选地，所述步骤S3中，采用分段多阶傅立叶函数将所述星敏感器测量系下的测量误差数据进行拟合，得到与时间对应的误差曲线。
优选地，采用分段四阶傅立叶函数将所述星敏感器测量系下的测量误差数据进行拟合，得到的误差曲线的表达式为：
Figure BDA0001375517690000032
Figure BDA0001375517690000033
Figure BDA0001375517690000034
其中，
Figure BDA0001375517690000036
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的系数；
Figure BDA0001375517690000037
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的基频；
Figure BDA0001375517690000038
是滚动误差拟合曲线函数；
(aθ0,aθ1,aθ2,aθ3,aθ4,bθ1,bθ2,bθ3,bθ4)是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的系数；
ωθ是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的基频；
θf(t)是俯仰误差拟合曲线函数；
(aψ0,aψ1,aψ2,aψ3,aψ4,bψ1,bψ2,bψ3,bψ4)是傅立叶函数拟合偏航误差得到的系数；
ωψ是傅立叶函数拟合偏航误差得到的基频；
ψf(t)是偏航误差拟合曲线函数；
t是距起始时刻的时间。
优选地，所述步骤S4中，预报日期t1与标定日期t0的恒星时差ΔG为：
Figure BDA0001375517690000047
其中，T1是t1的世纪数；T0是t0的世纪数。
优选地，所述步骤S5中，预报的星敏感器测量误差
Figure BDA0001375517690000045
的计算公式为：
Figure BDA0001375517690000041
Figure BDA0001375517690000042
星敏感器测量误差元数qerf的计算公式为：
Figure BDA0001375517690000044
其中，
Figure BDA0001375517690000046
为预报的星敏感器的滚动角误差，
θf为预报的星敏感器俯仰角误差，
ψf为预报的星敏感器偏航角误差。
优选地，所述步骤S6中，根据预报的星敏感器测量误差，修正星敏感器输出四元数；则星敏感器的测量模型为：
Figure BDA0001375517690000051
其中，
qbro＝[qbro0 qbro1 qbro2 qbro3]T是修正后的星敏感器姿态四元数；
qio是轨道系到惯性系的转换四元数；
qsi是星敏感器的测量四元数；
qerf＝[qerf0 qerf1 qerf2 qerf3]T是预报的星敏感测量误差四元数；
星敏感器修正的定姿角
Figure BDA0001375517690000053
分别为：
Figure BDA0001375517690000052
θc＝atan2(2(qbro1qbro3+qbro2qbro0),-(qbro1)2-(qbro2)2+(qbro3)2+(qbro0)2)；
ψc＝atan2(2(qbro1qbro2+qbo3qbo0),-(qbro1)2+(qbro2)2-(qbro3)2+(qbro0)2)
其中，
Figure BDA0001375517690000054
为星敏感器修正的滚动角，
θc为星敏感器修正的俯仰角，
ψc为星敏感器修正的偏航角。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明利用地球静止同步轨道卫星太阳光热效应重复性，采用载荷标定的姿态误差确定在轨下传数据的星敏感器慢变误差，根据重复规律预报在轨星敏的慢变误差，为图像导航与配准提供高精度的姿态基准，有效地提升光学遥感卫星的图像配准精度。
附图说明
图1为本发明的预报校正过程图。
具体实施方式
本发明提供了一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，为使本发明更明显易懂，下面结合附图与具体实施方式对本发明做进一步说明。
如图1所示，本发明的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其步骤具体如下：
步骤S1：根据载荷标定的姿态确定误差，计算星敏感器的姿态测量误差；
设载荷标定的姿态为
Figure BDA0001375517690000064
星敏感器的定姿角为
Figure BDA0001375517690000065
则：
Figure BDA0001375517690000061
Figure BDA0001375517690000062
则星敏感器的姿态测量误差矩阵Cbbr为：
Figure BDA0001375517690000063
其中：
Figure BDA0001375517690000066
为载荷的滚动角，
θr为载荷的俯仰角，
ψr为星敏感器的偏航角，
Figure BDA0001375517690000067
为星敏感器的滚动角，
θ为星敏感器的俯仰角，
ψ为星敏感器的偏航角，
Cbo是星敏感器的姿态矩阵；
Cbro是载荷标定的姿态矩阵。
步骤S2：根据星敏感器安装矩阵计算星敏感器测量系下的测量误差；
设qbs＝[qbs0qbs1qbs2qbs3]为标定的星敏测量安装四元数，则星敏感器的安装矩阵Cbs(即星敏感器测量系到本体系的转换矩阵)为：
Figure BDA0001375517690000071
星敏感器测量系下的误差矩阵Cssr为：
Figure BDA0001375517690000072
星敏感器测量系下的测量误差如下：
Figure BDA0001375517690000073
Figure BDA0001375517690000074
Figure BDA0001375517690000075
其中，
Figure BDA0001375517690000078
是星敏测量系下的滚动角误差；
θse是星敏测量系下的俯仰角误差；
ψse是星敏测量系下的偏航角误差。
步骤S3：将星敏感器测量系下的测量误差数据采用分段多阶(四阶或四阶以上)傅立叶函数拟合出星敏感器的慢变误差；
将星敏感器测量系下的测量误差数据采用分段四阶傅立叶函数拟合，得到与时间对应的误差曲线表达式，如下：
Figure BDA0001375517690000076
Figure BDA0001375517690000077
Figure BDA0001375517690000081
其中，
Figure BDA0001375517690000082
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的系数；
Figure BDA0001375517690000083
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的基频；
Figure BDA0001375517690000084
是滚动误差拟合曲线函数；
(aθ0,aθ1,aθ2,aθ3,aθ4,bθ1,bθ2,bθ3,bθ4)是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的系数；
ωθ是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的基频；
θf(t)是俯仰误差拟合曲线函数；
(aψ0,aψ1,aψ2,aψ3,aψ4,bψ1,bψ2,bψ3,bψ4)是傅立叶函数拟合偏航误差得到的系数；
ωψ是傅立叶函数拟合偏航误差得到的基频；
ψf(t)是偏航误差拟合曲线函数；
t是距起始时刻的时间(单位：s)。
步骤S4：根据地方时与恒星时角的转换关系，计算预报日期与标定日期的恒星时差(地方时相同)；
设标定的日期为t0，预报的日期为t1，可得：
Figure BDA0001375517690000085
其中，
ΔG是恒星时差，单位(s)；
T1是t1的世纪数(天的整数)；
T0是t0的世纪数(天的整数)。
步骤S5：利用拟合的星敏感器慢变误差预报星敏感器的姿态测量误差；
预报的星敏感器测量误差
Figure BDA0001375517690000096
计算如下：
Figure BDA0001375517690000091
Figure BDA0001375517690000092
Figure BDA0001375517690000093
星敏感器测量误差元数qerf如下：
Figure BDA0001375517690000094
其中：
Figure BDA0001375517690000097
为预报的星敏感器的滚动角误差，
θf为预报的星敏感器俯仰角误差，
ψf为预报的星敏感器偏航角误差。
步骤S6：根据星敏感器的测量模型，计算修正后的定姿角；
根据预报的星敏感器测量误差修正星敏感器输出四元数，因设qbs为标定的星敏测量安装四元数，则星敏感器的测量模型为：
Figure BDA0001375517690000095
其中，
qbro＝[qbro0 qbro1 qbro2 qbro3]T是修正后的星敏感器姿态四元数；
qio是轨道系到惯性系的转换四元数；
qsi是星敏感器的测量四元数；
qerf＝[qerf0 qerf1 qerf2 qerf3]T是预报的星敏感测量误差四元数。
星敏感器修正的定姿角
Figure BDA0001375517690000102
为：
Figure BDA0001375517690000101
θc＝atan2(2(qbro1qbro3+qbro2qbro0),-(qbro1)2-(qbro2)2+(qbro3)2+(qbro0)2)；
ψc＝atan2(2(qbro1qbro2+qbo3qbo0),-(qbro1)2+(qbro2)2-(qbro3)2+(qbro0)2)
其中：
Figure BDA0001375517690000103
为星敏感器修正的滚动角，
θc为星敏感器修正的俯仰角，
ψc为星敏感器修正的偏航角。
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 (9)

1.一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，其步骤为：
S1：根据载荷标定的姿态确定误差，计算星敏感器的姿态测量误差；
S2：根据星敏感器的安装矩阵，计算星敏感器测量系下的测量误差；
S3：将所述星敏感器测量系下的测量误差数据通过分段多阶傅立叶函数拟合出星敏感器的慢变误差；
S4：根据地方时与恒星时角的转换关系，计算预报日期与标定日期的恒星时差；
S5：利用拟合的星敏感器的慢变误差，预报星敏感器的姿态测量误差；
S6：根据星敏感器的测量模型，计算修正后的定姿角；
所述步骤S6中，根据预报的星敏感器测量误差，修正星敏感器输出四元数；则星敏感器的测量模型为：
Figure FDA0002465747840000011
其中，
qbro＝[qbro0 qbro1 qbro2 qbro3]T是修正后的星敏感器姿态四元数；
qio是轨道系到惯性系的转换四元数；
qsi是星敏感器的测量四元数；
qerf＝[qerf0 qerf1 qerf2 qerf3]T是预报的星敏感测量误差四元数；
星敏感器修正的定姿角
Figure FDA0002465747840000012
分别为：
Figure FDA0002465747840000021
θc＝atan2(2(qbro1qbro3+qbro2qbro0),-(qbro1)2-(qbro2)2+(qbro3)2+(qbro0)2)；
ψc＝atan2(2(qbro1qbro2+qbo3qbo0),-(qbro1)2+(qbro2)2-(qbro3)2+(qbro0)2)
其中，
Figure FDA0002465747840000022
为星敏感器修正的滚动角，
θc为星敏感器修正的俯仰角，
ψc为星敏感器修正的偏航角。
2.如权利要求1所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述步骤S1中，星敏感器的姿态测量误差矩阵Cbbr为：
Figure FDA0002465747840000023
其中，Cbo是星敏感器的姿态矩阵；Cbro是载荷标定的姿态矩阵。
3.如权利要求2所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
星敏感器的姿态矩阵Cbo和载荷标定的姿态矩阵Cbro的计算公式分别为：
Figure FDA0002465747840000024
Figure FDA0002465747840000025
其中：载荷标定的姿态为
Figure FDA0002465747840000031
Figure FDA0002465747840000032
为载荷标定的滚动角，θr为载荷标定的俯仰角，ψr为载荷标定的偏航角；
星敏感器的定姿角为
Figure FDA0002465747840000033
Figure FDA0002465747840000034
为星敏感器的滚动角，θ为星敏感器的俯仰角，ψ为星敏感器的偏航角。
4.如权利要求3所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述步骤S2中，星敏感器测量系下的误差矩阵Cssr为：
Figure FDA0002465747840000035
星敏感器测量系下的测量误差分别为：
Figure FDA0002465747840000036
Figure FDA0002465747840000037
Figure FDA0002465747840000038
其中，Cbs是星敏感器的安装矩阵；
Figure FDA0002465747840000039
是星敏测量系下的滚动角误差；
θse是星敏测量系下的俯仰角误差；ψse是星敏测量系下的偏航角误差。
5.如权利要求4所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述星敏感器的安装矩阵Cbs的计算公式为：
Figure FDA00024657478400000310
其中，qbs＝[qbs0 qbs1 qbs2 qbs3]为标定的星敏测量安装四元数。
6.如权利要求1所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述步骤S3中，采用分段多阶傅立叶函数将所述星敏感器测量系下的测量误差数据进行拟合，得到与时间对应的误差曲线。
7.如权利要求5所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
采用分段四阶傅立叶函数将所述星敏感器测量系下的测量误差数据进行拟合，得到的误差曲线的表达式为：
Figure FDA0002465747840000041
Figure FDA0002465747840000042
Figure FDA0002465747840000043
其中，
Figure FDA0002465747840000044
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的系数；
Figure FDA0002465747840000045
是傅立叶函数拟合滚动误差得到的基频；
Figure FDA0002465747840000046
是滚动误差拟合曲线函数；
(aθ0,aθ1,aθ2,aθ3,aθ4,bθ1,bθ2,bθ3,bθ4)是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的系数；
ωθ是傅立叶函数拟合俯仰误差得到的基频；
θf(t)是俯仰误差拟合曲线函数；
(aψ0,aψ1,aψ2,aψ3,aψ4,bψ1,bψ2,bψ3,bψ4)是傅立叶函数拟合偏航误差得到的系数；
ωψ是傅立叶函数拟合偏航误差得到的基频；
ψf(t)是偏航误差拟合曲线函数；
t是距起始时刻的时间。
8.如权利要求7所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述步骤S4中，预报日期t1与标定日期t0的恒星时差ΔG为：
Figure FDA0002465747840000051
其中，T1是t1的世纪数；T0是t0的世纪数。
9.如权利要求8所述的一种地球静止轨道卫星星敏慢变误差预报校正的方法，其特征在于，
所述步骤S5中，预报的星敏感器测量误差
Figure FDA0002465747840000052
的计算公式为：
Figure FDA0002465747840000053
Figure FDA0002465747840000054
Figure FDA0002465747840000055
星敏感器测量误差元数qerf的计算公式为：
Figure FDA0002465747840000061
其中，
Figure FDA0002465747840000062
为预报的星敏感器的滚动角误差，
θf为预报的星敏感器俯仰角误差，
ψf为预报的星敏感器偏航角误差。
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