CN108801270B - 一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法 - Google Patents

Abstract

一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，步骤为：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值；(4)无测量值时，建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)有测量值时，采用导星敏感器的测量值q_fm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程。

Description

一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，实现航天器多级复合控制的姿态高精度确定。

背景技术

随着天文观测需求不断提升，当代天文光学望远镜控制系统的设计思想和实践发生革命性变化。即由单级控制系统向多级复合控制系统发展，实现天文光学载荷控制性能大幅提升。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。航天器的光学载荷高性能控制离不开航天器多级复合控制系统的姿态高精度确定。

目前绝大多数的航天器为单级系统，其姿态确定方法主要通过高精度星敏感器和陀螺测量航天器姿态和角速度信息，采用Kalman滤波实现航天器姿态和角速度的高精度估计。而针对航天器多级复合控制系统，现有的姿态确定方法存在以下不足：

1、现有测量配置无法实现航天器多级姿态测量

目前的姿态确定系统中常规的测量配置为星敏感器和陀螺只能实现航天器星体的姿态测量，无法直接测量载荷以及快反镜姿态信息，更无法得到星体-载荷之间的相对姿态，载荷-快反镜之间的相对姿态。

2、现有姿态估计方法无法准确实现航天器多级姿态估计

针对航天器多级测量敏感器实现星体-载荷-快反镜三级姿态测量，各级之间的测量敏感器精度不同，需要根据不用的工作状态进行各配置敏感器的切换，实现航天器星体-载荷-快反镜三级姿态最优估计。需要在传统的航天器姿态确定方法进行改进以实现多级姿态确定的需求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，能够实现航天器多级系统的高精度姿态确定，为航天器的载荷高精度指向、高稳定控制、快速稳定控制提供技术基础。

本发明的技术解决方案是：一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，航天器多级复合控制系统包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜、敏感器；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间；快反镜安装在载荷内部；所述敏感器包括：安装在星体上的陀螺、安装在载荷的测微敏感器、安装在的星敏感器、安装在主动指向超静平台的涡流、安装在载荷内部的导星敏感器、安装在快反镜的涡流敏感器，包括如下步骤：

(1)建立航天器多级复合控制系统的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型；

(2)通过步骤(1)的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型，建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型；

(3)判断导星敏感器有测量值，若无测量值，进行步骤(4)；若有测量值，则进行步骤(6)；

(4)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、测微敏感器测量值ω_pm为输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；

(5)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、星体陀螺测量值ω_bm和主动指向超静平台涡流测量值q_bpm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；

(6)采用导星敏感器的测量值q_fm估计载荷视线姿态；

(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_fm、测微敏感器测量值ω_pm和输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；

(8)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、星体陀螺测量值ω_bm和快反镜作动器涡流测量值q_pfm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定。

星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型表示为：

式中，J_p为载荷质心雅克比矩阵，X_p＝[r_p，θ_p]，r_p为载荷平动位移，θ_p为载荷姿态；J_b为星体质心雅克比矩阵，X_b＝[r_b，θ_b]，r_b为星体平动位移，θ_b为星体姿态；J_fp为快反镜作动器作用力对载荷质心雅克比矩阵；J_ff为快反镜作动器作用力对快反镜质心雅克比矩阵。

建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型的具体过程为：快反镜与载荷之间的相对姿态角θ_pf表示为：

快反镜与载荷之间的相对姿态四元数q_pfm表示为：

载荷与星体平台之间的相对姿态角θ_bp表示为：

载荷与星体平台之间的相对姿态四元数q_bpm表示为：

步骤(4)中建立的载荷姿态估计误差状态方程表示为：

式中，

H_p1＝[I_3×3 0_3×3],u_p＝[η_ωpη_bp]，其中，

为载荷姿态估计的误差状态矢量；

为载荷姿态估计误差四元数，δq_pv为δq_p的矢量部分；δb_p为载荷陀螺常漂估计误差；η_ωp、η_bp分别为均值为0且方差分别为σ_ωp、σ_bp的高斯白噪声；I_3×3为3×3的单位阵、0_3×3为3×3的零矩阵、

载荷角速度估计值；η_pp为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σ_pp的高斯白噪声；z_p为载荷姿态误差模型观测量。

步骤(5)中建立的星体姿态估计误差状态方程表示为：

式中，

H_b1＝[I_3×3 0_3×3],u_b＝[η_ωbη_bb]。其中，

为星体姿态估计的误差状态矢量；

为星体姿态估计误差四元数，δq_bv为δq_b的矢量部分；δb_b为星体陀螺常漂估计误差；η_ωb、η_bb分别为均值为0且方差分别为σ_ωb、σ_bb的高斯白噪声；

星体角速度估计值；η_bb为载荷星敏感器测量噪声，均值为0，方差为σ_bb的高斯白噪声；z_b为星体姿态误差模型观测量。

采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态的具体流程为：

(6.1)当导星敏感器是否有测量值；当无测量值时进行步骤(6.2)，当有测量值时进行步骤(6.3)；

(6.2)载荷姿态误差模型的观测量z_p计算如下，并进行步骤(6.4)；

(6.3)载荷姿态误差模型的观测量z_p表示为

(6.4)计算载荷角速度估计值

并更新状态转移阵A_p1；

(6.5)误差状态方程进行一步预测：δx_p(k+1/k)＝A_p1(k)δx_p(k)；

(6.6)更新载荷姿态预测协方差阵：

式中，Q_px＝diag(σ_ωpI_3×3σ_bpI_3×3)为载荷姿态确定的过程噪声方差阵；

(6.7)更新滤波增益：

R_px＝σ_ppI_3×3为载荷星敏感器测量噪声方差阵；

(6.8)更新载荷误差四元数

(6.9)更新载荷误差状态估计值

δx_p(k+1)＝δx_p(k+1/k)+K_gp(k+1)(z_p(k+1)-δx_p(k+1/k))；

(6.10)更新载荷姿态估计值和陀螺常值漂移估计值

采用卡尔曼滤波估计星体姿态的具体流程为：

(7.1)星体姿态误差模型的观测量z_p计算如下；

(7.2)计算星体角速度估计值

并更新状态转移阵A_b1；

(7.3)误差状态方程进行一步预测：δx_b(k+1/k)＝A_b1(k)δx_b(k)；更新星体姿态预测协方差阵：

式中，Q_bx＝diag(σ_ωbI_3×3σ_bbI_3×3)为星体姿态确定的过程噪声方差阵；

(7.4)更新滤波增益：

R_bx＝σ_bbI_3×3为等效为星体姿态敏感器测量噪声方差阵；

(7.5)获得主动指向超静平台涡流测量值L_pm，通过步骤(7.2)计算星体等效姿态测量值q_bm，更新星体误差四元数

(7.6)更新星体误差状态估计值

δx_b(k+1)＝δx_b(k+1/k)+K_gb(k+1)(δq_bv(k+1)-δx_b(k+1/k))

(7.7)更新星体姿态估计值和陀螺常值漂移估计值

步骤(6)估计载荷视线姿态的具体方法为：

采用导星敏感器测量值估计快反镜姿态为

通过对快反镜估计姿态

的差分获得快反镜姿态角速度估计

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、能够准确估计航天器多级系统姿态和角速度

与现有的单级航天器姿态确定方法相比，本发明提出的一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，通过三级姿态敏感器测量以及载荷和星体两级Kalman滤波能够实现星体、载荷、快反镜三级姿态高精度估计。通过主动指向超静平台涡流测量、快反镜涡流测量实现星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态估计。

2、能够提高载荷和星体平台的估计精度

本发明提出一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，在导星敏感器无测量值，载荷和星体姿态估计精度主要由星敏感器的测量精度决定。当导星敏感器有测量值时，开始采用导星敏感器的测量值进行修正星体陀螺和载荷测微敏感器的常值漂移，进行载荷和星体姿态确定。载荷和星体姿态估计精度主要由导星敏感器的测量精度决定。此时估计得到的载荷和星体姿态估计精度比采用星敏感器估计得到的精度至少高一个数量级。

3、能够实现载荷视线超高精度姿态估计

采用现有的航天器姿态估计方法，其估计精度受限于敏感器器的测量精度，仅能实现航天器估计误差约在0.1″～1″左右，难以进一步提高航天器姿态估计精度。本发明提出一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，引入与光学载荷共光轴安装的导星敏感器测量值，实现载荷视线估计误差优于0.005″，大幅提高航天器姿态估计精度。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为载荷姿态估计误差；

图3为星体姿态估计误差。

具体实施方式

本发明采用图1所示流程完成一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法：具体方法如下：

(1)航天器多级复合控制系统主要包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜等部分。星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间。载荷为光学系统，用于对目标天体高质量成像；快反镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向方法。航天器多级复合控制系统中敏感器包括：星体陀螺、载荷测微敏感器、载荷星敏感器、主动指向超静平台涡流、导星敏感器、快反镜涡流敏感器。

星体陀螺用于测量星体角速度ω_bm，载荷星敏感器用于测量载荷姿态q_pm，载荷测微敏感器用于测量载荷角速度ω_pm，导星敏感器测量快反镜姿态q_fm，主动指向超静平台涡流用于测量载荷和星期平台之间的相对姿态q_bpm、快反镜涡流用于测量快反镜的与载荷之间的相对姿态q_pfm。

(2)建立各敏感器测量模型具体如下：

建立星体平台陀螺和载荷测微敏感器测量模型为：

建立星敏感器和导星敏感器测量模型为

q_pm＝q_p+η_pp q_fm＝q_f+η_ff

建立主动指向超静平台涡流和快反镜涡流测量模型为

L_pm＝L_p+η_Lp L_fm＝L_f+η_fp

其中，ω_b为星体角速度真值，b_b＝5(°/h)为星体陀螺常值漂移，η_ωb为星体陀螺角度随机游走，方差σ_ωb＝3.3×10^-3(°/h^0.5)；η_bb为星体陀螺角速率随机游走，方差σ_bb＝1×10^-8(°/h^3/2)；b_p＝1(°/h)为载荷测微敏感器常值漂移，η_ωp为载荷测微敏感器角度随机游走，方差σ_ωp＝1×10^-4(°/h^0.5)；η_pp为载荷测微敏感器角速率随机游走，方差σ_pp＝1×10^-9(°/h^{3 /2})。η_pp为星敏感器测量噪声，方差σ_pp＝1″；η_ff为导星敏感器测量噪声，方差σ_ff＝0.001″；L_p为主动指向超静平台涡流真值，η_Lp为主动指向超静平台涡流测量噪声，方差σ_Lp＝1μm；L_p为快反镜涡流真值，η_fp为快反镜涡流测量噪声，方差σ_fp＝0.1μm；

(3)航天器星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型为

式中，J_p为载荷质心雅克比矩阵，X_p＝[r_p，θ_p]，r_p为载荷平动位移，θ_p为载荷姿态；J_b为星体质心雅克比矩阵，X_b＝[r_b，θ_b]，r_b为星体平动位移，θ_b为星体姿态；J_fp为快反镜作动器作用力对载荷质心雅克比矩阵；J_ff为快反镜作动器作用力对快反镜质心雅克比矩阵；

(4)通过步骤(3)的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型，建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型；

快反镜与载荷之间的相对姿态角θ_pf可表示为：

快反镜与载荷之间的相对姿态四元数q_pfm可表示为：

载荷与星体平台之间的相对姿态角θ_bp可表示为：

载荷与星体平台之间的相对姿态四元数q_bpm可表示为：

(5)建立载荷姿态确定的误差模型为

(6)建立星体姿态确定的误差模型为

(7)判断导星敏感器是否有测量值，如果无测量值，则进行下一步；如果有测量值，则进行步骤(9)；

(8)采用Kalman滤波进行载荷姿态估计如下：相关参数设置如下：

P_p(0)＝I_6×6，P_b(0)＝I_6×6，

姿态确定周期ΔT＝0.001秒，星敏感器输出频率为8Hz，星体陀螺输出频率为8Hz,载荷测微敏感器输出频率为1000Hz,导星敏感器输出为100Hz，主动指向超静平台涡流和快反镜涡流测量值输出频率为1000Hz。

a)计算载荷角速度估计值

并更新步骤(5)中状态转移阵A_p1；

b)误差状态方程进行一步预测：δx_p(k+1/k)＝A_p1(k)δx_p(k)；

c)更新载荷姿态预测协方差阵：

d)更新滤波增益：

e)更新载荷误差四元数

f)更新载荷误差状态估计值

δx_p(k+1)＝δx_p(k+1/k)+K_gp(k+1)(z_p(k+1)-δx_p(k+1/k))

g)更新载荷姿态估计值和陀螺常值漂移估计值

(9)采用Kalman滤波进行载荷姿态估计如下：相关参数设置如下：

P_p(0)＝I_6×6，P_b(0)＝I_6×6，

姿态确定周期ΔT＝0.001秒，星敏感器输出频率为8Hz，星体陀螺输出频率为8Hz,载荷测微敏感器输出频率为1000Hz,导星敏感器输出为100Hz，主动指向超静平台涡流和快反镜涡流测量值输出频率为1000Hz。

a)计算载荷角速度估计值

并更新步骤(5)中状态转移阵

A_p1；

b)误差状态方程进行一步预测：δx_p(k+1/k)＝A_p1(k)δx_p(k)；

c)更新载荷姿态预测协方差阵：

d)更新滤波增益：

e)更新载荷误差四元数

f)更新载荷误差状态估计值

δx_p(k+1)＝δx_p(k+1/k)+K_gp(k+1)(z_p(k+1)-δx_p(k+1/k))

g)更新载荷姿态估计值和陀螺常值漂移估计值

(10)采用Kalman滤波星体平台姿态估计如下：

a)计算星体角速度估计值

并更新步骤(6)中状态转移阵A_b1；

b)误差状态方程进行一步预测：δx_b(k+1/k)＝A_b1(k)δx_b(k)；

c)更新星体姿态预测协方差阵：

d)更新滤波增益：

e)获得主动指向超静平台涡流测量值L_pm，通过步骤(2)计算星体等效姿态测量值q_bm，更新星体误差四元数

f)更新星体误差状态估计值

δx_b(k+1)＝δx_b(k+1/k)+K_gb(k+1)(δq_bv(k+1)-δx_b(k+1/k))

g)更新星体姿态估计值和陀螺常值漂移估计值

(11)采用导星敏感器测量值估计快反镜姿态为

通过对快反镜估计姿态

的差分获得快反镜姿态角速度估计

(12)数学仿真分析：航天器星体-载荷-快反镜三级姿态确定进行100s数学仿真分析。在0-50s内导星敏感器无测量值，50s～100s导星敏感器有测量值。当导星敏感器有测量值，在整个姿态确定中引入导星敏感器测量值，修正载荷测微敏感器常漂和星体陀螺常漂。图2给出了在整个姿态估计过程中载荷姿态估计误差，载荷姿态在初始时刻较大的估计误差时能够在1～2s内实现载荷估计误差收敛，最终实现载荷姿态估计误差优于0.04″。在50s后引入FGS测量值修正载荷陀螺常漂后，载荷姿态估计精度提高至少一个数量级。图3给出了在整个姿态估计过程中星体姿态估计误差。星体平台姿态估计误差迅速收敛，实现星体平台姿态估计误差优于1″。在50s后引入导星敏感器测量值修正星体陀螺常漂后，星体平台姿态估计精度提高至少一个数量级。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，航天器多级复合控制系统包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜、敏感器；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间；快反镜安装在载荷内部；所述敏感器包括：安装在星体上的陀螺、安装在载荷的测微敏感器、安装在载荷的星敏感器、安装在主动指向超静平台的涡流、安装在载荷内部的导星敏感器、安装在快反镜的涡流敏感器，其特征在于包括如下步骤：

(1)建立航天器多级复合控制系统的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型；

(2)通过步骤(1)的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型，建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型；

(3)判断导星敏感器是否有测量值，若无测量值，进行步骤(4)；若有测量值，则进行步骤(6)；

(4)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、测微敏感器测量值ω_pm为输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；

(5)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、星体陀螺测量值ω_bm和主动指向超静平台涡流测量值q_bpm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；

(6)采用导星敏感器的测量值q_pm估计载荷视线姿态；

(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、测微敏感器测量值ω_pm和输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；

(8)建立星体姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、星体陀螺测量值ω_bm和快反镜作动器涡流测量值q_pfm为输入，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定。

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