CN107618678A - 卫星姿态角度偏差下的姿控信息联合估计方法 - Google Patents
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Abstract
卫星姿态角度偏差下的姿控信息联合估计方法，涉及卫星姿态确定及控制技术领域。解决卫星姿态机动过程中，在姿态小角度偏差下的姿控信息难以精确估计而导致的控制精度不高的问题，该方法基于星载敏感器和执行机构的测量信息，在姿态小角度偏差下，利用卫星姿态动力学、运动学以及反作用飞轮动力学模型，以循环迭代的方式实现卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩、光纤陀螺常值漂移等变量的联合精确估计，为高精度卫星姿态控制提供精准姿控信息。该方法仅通过软件算法实现，方法简单、易操作。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态确定及控制技术领域，具体涉及一种卫星姿态小角度 偏差下的姿控信息联合估计方法。
背景技术
卫星姿态的高精度控制依赖于使用的敏感器及执行机构、姿态确定算法和 姿态控制算法。在硬件配置确定的情况下，主要通过软件方式以提高控制性能。 姿态确定算法主要计算出卫星姿态控制算法所需要的姿控信息，这些信息量的 多少以及准确性对卫星姿态整体控制性能影响较大，尤其是在卫星姿态完成大 角度机动后，在向目标姿态逼近过程中，影响着对目标姿态的收敛精度，最终 影响卫星姿态指向及稳定度。
通常，卫星姿态控制算法需要精确的姿态误差四元数及姿态误差角速度去 计算卫星姿态控制力矩，但由于反作用飞轮等角动量执行机构存在摩擦力矩、 空间环境存在干扰力矩以及光纤陀螺漂移等因素，使得实际作用于卫星姿态的 控制力矩受到影响。如能在准确估计姿态误差四元数及姿态误差角速度的同时， 对反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值漂 移等进行精确估计，并在姿态控制算法中进行补偿，将大大提高卫星姿态控制 整体性能。
发明内容
本发明为了解决卫星姿态机动过程中，在姿态小角度偏差下的姿控信息难 以精确估计而导致的控制精度不高的问题，提供一种卫星姿态小角度偏差下的 姿控信息联合估计方法。
卫星姿态角度偏差下的姿控信息联合估计方法，具体包括如下步骤：
步骤一、通过星载中心机分别采集星敏感器、光纤陀螺、反作用飞轮与GPS 的当前测量值，获得当前时刻的卫星姿态测量四元数、卫星姿态测量角速度、 反作用飞轮的角动量和GPS时间信息，通过将给定的期望姿态四元数和期望姿 态角速度分别与当前时刻的卫星姿态测量四元数和卫星姿态测量角速度进行偏 差计算，获得当前时刻的卫星姿态误差四元数和卫星姿态误差角速度；同时， 记录前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反 作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和 光纤陀螺常值漂移估计值；
步骤二、基于步骤一记录前一时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态 误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、 外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值，并根据卫星姿态动力学和运 动学方程以及反作用飞轮动力学模型，分别计算卫星姿态误差四元数的导数、 卫星姿态误差角速度的导数和反作用飞轮角动量的导数；并设定反作用飞轮摩 擦力矩的导数为零，外部干扰力矩的导数为零，光纤陀螺常值漂移的导数为零；
步骤三、以步骤一记录的前一时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态 误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、 外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值偏移估计值为初值，
以预先设定的控制周期为积分时长，通过线性积分步骤二中的卫星姿态误 差四元数的导数、卫星姿态误差角速度的导数、反作用飞轮角动量的导数、飞 轮摩擦力矩导数、外部干扰力矩导数和光纤陀螺常值漂移导数，获得当前时刻 卫星姿态误差四元数的一步预测值、卫星姿态误差角速度的一步预测值、反作 用飞轮角动量的一步预测值、反作用飞轮摩擦力矩的一步预测值、外部干扰力 矩的一步预测值和光纤陀螺常值漂移的一步预测值；
步骤四、将步骤三获得的当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角 速度、反作用飞轮的角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺 常值漂移的一步预测值与步骤一获得的当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿 态误差角速度和反作用飞轮角动量，以及步骤一中记录的前一时刻反作用飞轮 摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值进行偏差计 算，分别获得与一步预测信息值的偏差量；
步骤五、利用步骤一记录前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿 态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、 外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值，通过与步骤四获得的一步预 测信息值偏差量的线性加权，获得当前时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星 姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计 值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值；
步骤六、对当前时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估 计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩 估计值和光纤陀螺常值漂移估计值进行限幅判断及操作，获得当前时刻精准的 卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量 估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂 移估计值；
步骤七、在下一时刻，将步骤六获得的当前时刻精准的卫星姿态误差四元 数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞 轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值作为步骤 一中的前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、姿态误差角速度估计值、反作 用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光 纤陀螺常值漂移估计值，重复执行步骤一，实现姿控信息的联合精确估计。
本发明的有益效果：本发明综合考虑了姿态误差四元数、姿态误差角速度、 反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩、光纤陀螺常值漂移 这六个变量的联合估计问题，通过循环迭代的方式实现高精度的卫星姿控信息 的确定，用于卫星姿态控制。该方案在不增加星载敏感器或执行机构硬件配置 情况下，从软件的算法入手以提高姿态信息的确定精度，方法简单易行，便于 在轨实现。
附图说明
图1姿态小角度偏差下的姿控信息联合估计算法流程图；
图2为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计误差欧拉角对比(321转序) 效果图；
图3为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计误差欧拉角对比(321转序) 效果图；
图4卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计误差欧拉角对比(321转序) 效果图；
图5为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计误差角速度对比效果图；
图6为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计误差角速度对比效果图；
图7为卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计误差角速度对比效果图；
图8为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计飞轮角动量对比效果图；
图9为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计飞轮角动量对比效果图；
图10为卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计飞轮角动量对比效果图；
图11为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计飞轮摩擦力矩对比效果 图；
图12为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计飞轮摩擦力矩对比效果 图；
图13为卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计飞轮摩擦力矩对比效果 图；
图14为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计陀螺漂移对比效果图；
图15为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计陀螺漂移对比效果图；
图16为卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计陀螺漂移对比效果图；
图17为卫星姿态机动过程中的滚动轴真实及估计空间干扰力矩对比效果 图；
图18为卫星姿态机动过程中的俯仰轴真实及估计空间干扰力矩对比效果 图；
图19为卫星姿态机动过程中的偏航轴真实及估计空间干扰力矩对比效果 图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1至图19说明本实施方式，卫星姿态角度偏差下 的姿控信息联合估计方法，基于星载敏感器及执行机构测量信息，利用卫星姿 态动力学、运动学及反作用飞轮动力学模型，通过迭代计算实现姿态误差四元 数、姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力 矩、光纤陀螺常值漂移这六个变量的联合精确估计，为姿态控制算法提供了精 准输入。具体地：
步骤A、通过星载中心机分别采集星敏感器、光纤陀螺、反作用飞轮与GPS 的当前测量值，获得当前时刻的卫星姿态测量四元数qc、卫星姿态测量角速度 wc、反作用飞轮的角动量Hc与GPS时间tc等信息。
步骤B、依据给定的期望姿态四元数qh和期望姿态角速度wh，通过与当前 时刻的卫星姿态测量四元数qc、卫星姿态测量角速度wc进行偏差计算，获得当 前时刻的卫星姿态误差四元数qe和姿态误差角速度we。同时，记录前一时刻的 卫星姿态误差四元数、姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦 力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值漂移这六个变量的估计值Xest(t-1)。
步骤C、基于步骤B记录的前一时刻卫星姿态误差四元数、姿态误差角速 度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值 偏移等的估计值Xest(t-1)，根据卫星姿态动力学和运动学方程，以及反作用飞轮 动力学模型，计算姿态误差四元数的导数、姿态误差角速度的导数和反作用飞 轮角动量的导数。并设定反作用飞轮摩擦力矩的导数为零、外部干扰力矩的导 数为零、光纤陀螺常值漂移的导数为零。
其中，卫星姿态动力学及运动学方程如下：
这里，考虑到卫星的控制坐标轴基本为主轴，取星体的转动惯量矩阵为 I＝diag(Ix,Iy,Iz)。定义x＝[wx wy wz q0 q1 q2 q3]T为系统的状态向量， u＝[Tx Ty Tz]T为反作用飞轮的控制力矩输入向量，d＝[Tdx Tdy Tdz]T为系统的空 间干扰力矩输入向量。
反作用飞轮的动力学方程如下：
这里，为飞轮角动量的导数，u(t)为反作用飞轮的t时刻的控制力矩输入向量，u(t-1)为反作用飞轮的t-1时刻的控制力矩输入向量。
步骤D、以步骤B记录的前一时刻卫星姿态误差四元数、姿态误差角速度、 反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值偏移 等的估计值Xest(t-1)为初值，以预先设定的控制周期为积分时长，通过线性积分 步骤C中的各变量导数，获得当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角 速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常 值漂移这六个变量的一步预测值Xpredictive(t)。
步骤E、利用当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度、反作用 飞轮的角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值漂移的一 步预测值Xpredictive(t)，与步骤B获得的当前时刻卫星姿态误差四元数qe、姿 态误差角速度we和反作用飞轮角动量Hc以及步骤B中记录的前一时刻反作用飞 轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值等信息， 进行偏差计算，获得与一步预测信息值的偏差量Xerror。
步骤F、利用步骤B记录的前一时刻卫星姿态误差四元数、姿态误差角速 度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值 偏移等的估计值，通过与一步预测信息值偏差量的线性加权(加权系数为待调 整参数)，获得当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度、反作用飞 轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩、光纤陀螺常值漂移这六个变 量的估计值Xest(t)。具体公式如下：
Xest(t)＝Xest(t-1)+K×Xerror
其中，K为可调整的加权参数。
步骤G、对当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度、反作用 飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩、光纤陀螺常值偏移等的估 计值Xest(t)进行限幅判断及操作，进而获得当前时刻精准的卫星姿态误差四元 数、卫星姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干 扰力矩、光纤陀螺常值漂移这六个变量的估计值Xuse(t)。
步骤H、在下一时刻，将步骤G获得的当前时刻精准的卫星姿态误差四元 数、卫星姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干 扰力矩、光纤陀螺常值漂移这六个变量的估计值Xuse(t)，作为步骤B中记录的 前一时刻的卫星姿态误差四元数、姿态误差角速度、反作用飞轮角动量、反作 用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值漂移等的估计值Xest(t-1)，重复 进行步骤A，实现姿控信息等的联合精确估计。
在本实施中以某型微小卫星为例，假设其转动惯量矩阵如下所示：
这里，考虑卫星姿态由三轴对日模式向三轴对地模式进行机动并稳定。 本发明提出的估计方法效果见图2-图19。在仿真时间115.4s时，姿态偏差进 入小角度设定值范围内，开始启用估计算法进行姿态误差四元数、姿态误差角 速度、反作用飞轮角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常 值漂移的估计。
Claims (2)
1.卫星姿态角度偏差下的姿控信息联合估计方法，其特征是，该方法由以下步骤实现：
步骤一、通过星载中心机分别采集星敏感器、光纤陀螺、反作用飞轮与GPS的当前测量值，获得当前时刻的卫星姿态测量四元数、卫星姿态测量角速度、反作用飞轮的角动量和GPS时间信息，通过将给定的期望姿态四元数和期望姿态角速度分别与当前时刻的卫星姿态测量四元数和卫星姿态测量角速度进行偏差计算，获得当前时刻的卫星姿态误差四元数和卫星姿态误差角速度；同时，记录前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值；
步骤二、基于步骤一记录前一时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值，并根据卫星姿态动力学和运动学方程以及反作用飞轮动力学模型，分别计算卫星姿态误差四元数的导数、卫星姿态误差角速度的导数和反作用飞轮角动量的导数；并设定反作用飞轮摩擦力矩的导数为零，外部干扰力矩的导数为零，光纤陀螺常值漂移的导数为零；
步骤三、以步骤一记录的前一时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值偏移估计值为初值；
以预先设定的控制周期为积分时长，通过线性积分步骤二中的卫星姿态误差四元数的导数、卫星姿态误差角速度的导数、反作用飞轮角动量的导数、飞轮摩擦力矩导数、外部干扰力矩导数和光纤陀螺常值漂移导数，获得当前时刻卫星姿态误差四元数的一步预测值、卫星姿态误差角速度的一步预测值、反作用飞轮角动量的一步预测值、反作用飞轮摩擦力矩的一步预测值、外部干扰力矩的一步预测值和光纤陀螺常值漂移的一步预测值；
步骤四、将步骤三获得的当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度、反作用飞轮的角动量、反作用飞轮摩擦力矩、外部干扰力矩和光纤陀螺常值漂移的一步预测值与步骤一获得的当前时刻卫星姿态误差四元数、卫星姿态误差角速度和反作用飞轮角动量，以及步骤一中记录的前一时刻反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值进行偏差计算，分别获得与一步预测信息值的偏差量；
步骤五、利用步骤一记录前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值，与步骤四获得的一步预测信息值偏差量的线性加权，获得当前时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值；
步骤六、对当前时刻卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值进行限幅判断及操作，获得当前时刻精准的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值；
步骤七、在下一时刻，将步骤六获得的当前时刻精准的卫星姿态误差四元数估计值、卫星姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值作为步骤一中的前一时刻的卫星姿态误差四元数估计值、姿态误差角速度估计值、反作用飞轮角动量估计值、反作用飞轮摩擦力矩估计值、外部干扰力矩估计值和光纤陀螺常值漂移估计值，返回执行步骤一，实现姿控信息的联合精确估计。
2.根据权利要求1所述的卫星姿态角度偏差下的姿控信息联合估计方法，其特征在于，步骤三中，当前时刻卫星姿态误差四元数的一步预测值、卫星姿态误差角速度的一步预测值、反作用飞轮角动量的一步预测值、反作用飞轮摩擦力矩的一步预测值、外部干扰力矩的一步预测值和光纤陀螺常值漂移的一步预测值是通过一步线性积分计算获得的。
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