CN107764272A - 安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法。所述安装有星敏感器的旋转载荷包括：围绕轴线转动的旋转载荷；安装在所述旋转载荷上的预定平面的星敏感器；所述轴线垂直于所述预定平面。

Description

安装有星敏感器的旋转载荷和高精度姿态确定方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种安装有星敏感器的旋转载荷和基于星敏感器的高精度姿态确定方法。

背景技术

星敏感器，可以称之为星敏感器传感器。所述星敏感器可通过自身的光学镜头获取视场范围内的星图，经过星点质心定位、星图识别和姿态解算等步骤后，获得卫星的姿态等信息。总之，星敏感器是用来测量卫星的姿态的触感器，是以恒星为参照物，对卫星的飞行姿态等进行检测的器件。

在航天技术领域发现，卫星快速机动时会出现星敏感器测量的姿态参数不够精确，导致卫星姿态精度低，以至于卫星无法进行高精度姿态控制的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种安装有星敏感器的旋转载荷和基于星敏感器的高精度姿态确定方法，解决上述精度低的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

本发明实施例第一方面提供一种安装有星敏感器的旋转载荷，包括：

围绕轴线转动的旋转载荷；

安装在所述旋转载荷上的预定平面的星敏感器；

所述轴线垂直于所述预定平面。

可选地，所述旋转载荷为柱状体；

所述柱状体包括：第一端面、第二端面及连接所述第一端面和所述第二端面的侧面；

所述轴线包围在所述侧面内部；

所述星敏感器安装在所述第一端面和/或所述第二端面上。

可选地，所述星敏感器位于所述轴线与所述预定平面的交界点处。

可选地，还包括：

与所述星敏感器连接的处理器；其中，所述处理器，用于根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

可选地，所述处理器，具体用于利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

b_k＝b_k-1

H_k-1＝C_k-1β_k-1

其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器测量估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

可选地，

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

本发明实施例第二方面提供一种基于星敏感器的高精度姿态确定方法，包括：

利用星敏感器进行测量，获得测量参数；其中，所述星敏感器安装在所述旋转载荷上的预定平面；所述预定平面垂直于所述旋转载荷旋转的轴线上；

根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

可选地，所述根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数，包括：

利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

b_k＝b_k-1

H_k-1＝C_k-1β_k-1

其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器测量的估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；k+1为k的后一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

可选地，

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

可选地，所述星敏感器位于所述预定平面和所述轴线的交界处。

本发明实施例提供的安装有星敏感器的旋转载荷和基于星敏感器的姿态确定方法，将星敏感器安装在与旋转载荷自转的轴线垂直的一面上，从而可以减少星敏感器的自转或自转速度，从而减少由于星敏感器因自转速度大或自转，导致的测量参数不精确的问题，从而进一步提升基于测量参数计算得到的姿态参数的精确度。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种安装有星敏感器的旋转载荷的结构示意图；

图2为图1所示的安装有星敏感器的旋转载荷的端面结构示意图；

图3为本发明实施例提供的星敏感器的不同位置的安装示意图；

图4为图3所示的安装有星敏感器的旋转载荷的端面结构示意图之一；

图5为本发明实施例提供的一种基于星敏感器的高精度姿态确定方法的流程示意图；

图6为本发明实施例提供的第一种仿真示意图；

图7为本发明实施例提供的第二种仿真示意图；

图8为本发明实施例提供的第三种仿真示意图；

图9为本发明实施例提供的第四种仿真示意图。

具体实施方式

以下结合说明书附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细阐述。

如图1及图2所示，本示例提供一种安装有星敏感器的旋转载荷，包括：

围绕轴线转动的旋转载荷110；

安装在所述旋转载荷110上的预定平面的星敏感器120；

所述轴线垂直于所述预定平面。

在本实施例中，所述旋转载荷110可包括旋转周面，即在转动的过程中，例如，自转中，所述旋转载荷110也会旋转的一面称之为旋转周面，所述旋转周面可绕着所述轴线转动。

所述预定平面可为垂直与旋转的轴线的平面。

这样的话，所述星敏感器120就不会随着所述旋转载荷110自身的旋转，出现大角度的旋转，导致星敏感器120自身的旋转导致的检测的结果不精确的问题。

例如，所述星敏感器120可包括：采集图像的采集镜头，所述星敏感器120位于预定平面内，则所述采集镜头随旋转载荷110旋转的自转的角度为零或者很小，从而减少采集镜头由于运动导致的采集的图像不清楚的问题，进而导致的基于采集图像进行的姿态参数的获取的不精确的问题，从而提升了姿态参数的精确度。

图3所示一种同时在周面和端面安装有星敏感器120的旋转载荷110，图4所示为安装在轴面的星敏感器122的相对于其参考点(例如，图3中的参考星，该参考星可为恒星)的位置变化示意图，显然会因为星敏感器122自身的旋转一方面导致采集的图像不够清楚，另一方面，由于星敏感器122自身旋转会导致引入空间测量上的误差，从而进一步导致误差的问题；而图3中的星敏感器121就不存在这样的问题。

可选地，如图1、图3所示，所述旋转载荷110为柱状体；

所述柱状体包括：第一端面、第二端面及连接所述第一端面和所述第二端面的侧面；所述轴线包围在所述侧面内部；所述星敏感器120安装在所述第一端面和/或所述第二端面上。即本发明实施例提供的星敏感器120为如图3所示的星敏感器121。

所述柱状体可为标准的圆柱体，也可以是椭圆柱状体。所述第一端面和第二端面可如图1和图3所示的平面，也可以是曲面。

可选地，所述星敏感器120位于所述轴线与所述预定平面的交界点处。

将星敏感器120设置在轴线和预定平面的交界点处，显然是可以尽可能的减少星敏感器120随着旋转载荷110的自转而转动的。

可选地，所述旋转载荷110，还包括：

与所述星敏感器120连接的处理器；其中，所述处理器，用于根据星敏感器120的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

所述处理器可为各种类型的具有计算功能的器件，例如，中央处理器、微处理器、数字信号处理器、应用处理器、可编程阵列或专用集成电路等。

可以根据星敏感器120的测量参数，利用滤波算法计算出状态参数。

可选地，所述处理器，具体用于利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

b_k＝b_k-1

H_k-1＝C_k-1β_k-1

其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器120测量估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

进一步地，

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器120测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

如图5所示，本实施例提供一种基于星敏感器的姿态确定方法，包括：

步骤S110：利用星敏感器进行测量，获得测量参数；其中，所述星敏感器安装在所述旋转载荷上的预定平面；所述预定平面垂直于所述旋转载荷旋转的轴线上；

步骤S120：根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

本实施例提供的姿态确定方法，可利用与前述图1及图2所示的旋转载荷中。

首先利用位于预定平面上的星敏感器进行测量，获得与姿态相关的测量参数。

在利用测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

采用这种方式获取的获得的姿态参数，由于星敏感器的特殊位置的设置，可以避免因为自身随着旋转载荷的自转而自转导致的不精确的问题，提升了精确度。

可选地，所述步骤S120可包括：

利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

b_k＝b_k-1

H_k-1＝C_k-1β_k-1

其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器测量的估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

进一步地，

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

为了进一步精确测量的结果。所述星敏感器位于所述预定平面和所述轴线的交界处。

以下结合上述任意一个实施例提供一个具体示例：

本示例提供一种获取精确的载荷姿态参数，包括：

在旋转载荷上安装星敏感器。星敏感器在视场内拍摄星图后，根据星图进行进一步的定位、匹配与解算，因此能够在视场内获取良好的星点图像，是星敏感器输出姿态参数的重要保障。

当载荷旋转时，安装于其上的星敏感器也随之旋转，受次牵连运动影响，星敏感器的成像过程会产生拖尾、扩散、旋转等不良现象，导致成像质量降低，进而限制星敏感器为载荷提供高精度的姿态参数。因此，需要设计适当的星敏感器安装位置，以降低或消除载荷旋转运动带来的影响。

图3中第1种方式为星敏感器安装于旋转载荷周向，即星敏感器镜头指向与载荷旋转方向垂直；第2种方式为星敏感器安装于旋转载荷轴向中心处，即星敏感器镜头指向与载荷旋转角速度方向重合。现对2种安装方式加以说明。

对于第1种方式，当旋转成像载荷以角速度ω转动时，假设星敏感器镜头的成像曝光时间为T，星敏感器对视场内拍摄时，星敏感器镜头随载荷旋转。

如图4所示，在星敏感器镜头曝光过程中，星敏感器相对星点位置发生较明显的变化，前后转动共转过ωT角度。较明显的星敏感器转动将导致拖尾、扩散、旋转等不良现象，使得星敏感器无法清晰获取视场内星相信息，最终无法输出精确的姿态信息。

对于第2种安装方式，即星敏感器安装于旋转载荷轴向中心，示意图如图2。

此时星敏感器仍随旋转载荷转动，但星敏感器镜头对星点成像时，其视场不受载荷旋转运动的影响。星敏感器镜头对星点曝光过程中相对星点无明显转动，保证了星敏感器能够获取较为清晰的星相，从而星敏感器能够进一步为载荷提供精确的姿态信息。

通过对比，第2种方式能够更好地消除旋转牵连运动对星敏感器定姿的影响。因此针对载荷旋转成像状态下星敏感器高精度姿态确定这一问题，提出将星敏感器安装于载荷轴向中心，星敏感器镜头方向与载荷旋转角速度重合的安装方法。

具体可以基于星敏感器的测量参数，利用如下函数关系计算出所述姿态参数。

无偏状态估计器为

最优偏差估计器为

b_k＝b_k-1

状态和偏差的耦合关系为

H_k-1＝C_k-1β_k-1

其中，x_k为滤波算法求解得到的状态向量，即本算法卫星可以用于姿态控制的姿态信息；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的偏差估计，即利用星敏感器感器测量信息估计出的陀螺偏差。其它变量均为过程变量，无实际意义。

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，可由星敏感器感器测量输出；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，为已知的常数矩阵。

现验证该算法在10°/s姿态旋转过程中的姿态确定，基本的仿真条件与所需的初始值设置为：

姿态机动的目标角速度设为ω＝[0 10 0]^T°/s；

卫星转动惯量矩阵为I＝diag([17 12 10])kg·m²；

系统仿真周期T1＝0.01s；

单个飞轮输出的最大控制力矩：0.35Nm；

为便于仿真分析和绘图描述，仅对Y轴方向的姿态确定进行仿真分析，其他两个轴方法相同。考虑陀螺仅在Y轴存在0.003°/s的常值偏差，陀螺和星敏感器感器各个轴测量值包含白噪声，仿真结果如图6至图9所示。所得结果已经将卫星姿态由四元数的表达方式转换为欧拉角的形式。

从图6至图9中横轴都是时间轴，时间单位可为秒，图6的纵轴可角速度轴，图7的纵轴为角速度测量偏差；图8的纵轴为角速度轴；图9为姿态角。从图6至图9可以看到，由于陀螺仪和星敏感器存在偏差和噪声，最终的得到的测量值不精够确，与实际值有一定偏差。对偏差进行估计，结果如图7所示，即估计得到的陀螺偏差，可以看出在收敛之后和仿真设置的0.003°/s一致，结果正确。图8和图9是估计的姿态参数与实际的姿态参数之差，角速度误差小于0.0001°/s，角度误差小于0.0001°，是高精度的姿态确定结果，可以满足高精度姿态控制的需求。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的设备和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，如：多个单元或组件可以结合，或可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的各组成部分相互之间的耦合、或直接耦合、或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性的、机械的或其它形式的。

上述作为分离部件说明的单元可以是、或也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是、或也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，也可以分布到多个网络单元上；可以根据实际的需要选择其中的部分或全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各实施例中的各功能单元可以全部集成在一个处理模块中，也可以是各单元分别单独作为一个单元，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中；上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，包括：

围绕轴线转动的旋转载荷；

安装在所述旋转载荷上的预定平面的星敏感器；

所述轴线垂直于所述预定平面。

2.根据权利要求1所述的安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，

所述旋转载荷为柱状体；

所述柱状体包括：第一端面、第二端面及连接所述第一端面和所述第二端面的侧面；

所述轴线包围在所述侧面内部；

所述星敏感器安装在所述第一端面和/或所述第二端面上。

3.根据权利要求1或2所述的安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，

所述星敏感器位于所述轴线与所述预定平面的交界点处。

4.根据权利要求1或2所述的安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，还包括：

与所述星敏感器连接的处理器；其中，所述处理器，用于根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

5.根据权利要求4所述的安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，

所述处理器，具体用于利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

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H_k-1＝C_k-1β_k-1

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其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器测量的估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

6.根据权利要求5所述的安装有星敏感器的旋转载荷，其特征在于，

B_k＝T1*B,C_k＝E₇

<mrow> <mi>g</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>x</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msup> <mi>I</mi> <mrow> <mo>-</mo> <mn>1</mn> </mrow> </msup> <mo>(</mo> <mo>-</mo> <mi>&amp;omega;</mi> <mo>&amp;times;</mo> <mi>I</mi> <mi>&amp;omega;</mi> <mo>)</mo> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mi>&amp;Phi;</mi> <mo>(</mo> <mi>x</mi> <mo>)</mo> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>,</mo> <mi>&amp;Phi;</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>x</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mfrac> <mn>1</mn> <mn>2</mn> </mfrac> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>x</mi> </msub> </mrow> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>y</mi> </msub> </mrow> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>z</mi> </msub> </mrow> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>x</mi> </msub> </mtd> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>z</mi> </msub> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>y</mi> </msub> </mrow> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>y</mi> </msub> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>z</mi> </msub> </mrow> </mtd> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>x</mi> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>z</mi> </msub> </mtd> <mtd> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>y</mi> </msub> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>x</mi> </msub> </mrow> </mtd> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msub> <mi>q</mi> <mn>0</mn> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>q</mi> <mn>1</mn> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>q</mi> <mn>2</mn> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mi>q</mi> <mn>3</mn> </msub> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>,</mo> <mi>B</mi> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msup> <mi>I</mi> <mrow> <mo>-</mo> <mn>1</mn> </mrow> </msup> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> </mrow>

x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_xω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

7.一种基于星敏感器的高精度姿态确定方法，其特征在于，包括：

利用星敏感器进行测量，获得测量参数；其中，所述星敏感器安装在所述旋转载荷上的预定平面；所述预定平面垂直于所述旋转载荷旋转的轴线上；

根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，

所述根据星敏感器的测量参数，利用滤波算法计算姿态参数，包括：

利用如下函数关系，计算所述姿态参数：

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b_k＝b_k-1

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H_k-1＝C_k-1β_k-1

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其中，x_k为通过滤波算法求解得到的第k个时刻的状态向量；为滤波算法的无偏状态估计；b_k为滤波算法的第k个时刻的偏差估计，为利用所述星敏感器测量的估计出的陀螺偏差值；k-1为k为前一个时刻；E为单位矩阵；公式中其他变量为中间变量。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，

B_k＝T1*B,C_k＝E₇

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x_k＝[ω_x ω_y ω_z q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，T1为系统的仿真周期；E₇表示7阶单位矩阵；I为卫星的转动惯量矩阵；ω＝[ω_xω_y ω_z]^T是卫星的姿态角速度，可由陀螺测量输出；q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T是卫星的姿态四元数，为所述星敏感器测量的测量参数；协方差矩阵Q^x＞0,Q^b＞0,R＞0，均为已知的常数矩阵。

10.根据权利要求7至9任一项所述的方法，其特征在于，

所述星敏感器位于所述预定平面和所述轴线的交界处。