CN109489661A - 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法 - Google Patents

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Abstract

一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，涉及卫星姿态确定技术领域；包括如下步骤：步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值；步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移；步骤三、计算陀螺组合的常值漂移；步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值；n为正整数，且3≤n≤5；本发明解决了卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时估计陀螺组合常值漂移的问题。

Description

一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法
技术领域
本发明涉及一种卫星姿态确定技术领域，特别是一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法。
背景技术
陀螺用于敏感卫星的惯性角速度，是卫星姿态确定系统中主要的惯性测量部件。目前卫星上配置的陀螺类型主要有半液浮陀螺、液浮陀螺、光纤陀螺、半球谐振陀螺，无论哪种类型的陀螺，陀螺测量值中均存在常值漂移误差。该项误差是制约陀螺组合不能长时间单独作为姿态基准的重要因素。当陀螺组合结合地平仪构建轨道罗盘算法时，虽然算法稳定可以长时间作为姿态基准，但系统稳定后的姿态偏差仍然主要由陀螺组合的常值漂移决定。为了达到高精度姿态确定的目的，需要较为精确地估计出陀螺组合的常值漂移。
根据国内外已发表的相关文献可知，目前对于陀螺组合常值漂移的估计方法有：(1)卫星在地面测试时基于转台等方法估计陀螺组合的常值漂移；(2)卫星在轨系统稳定后基于星敏感器与陀螺构建kalman滤波算法等方式估计陀螺组合的常值漂移。
但是，上述方法均存在一定的局限性，比如转台测试的方法仅限于地面测试时使用，而根据历次飞行数据可知，卫星在主动段飞行时振动较大，陀螺组合的常值漂移会发生变化，因此地面测试中估计出的常值漂移与星上真实状态存在偏差。另一种方案中，虽然是根据在轨相关敏感器信息实时估计陀螺组合的常值漂移，但是该估计方式主要用于卫星已经稳定且当前姿态基准为星敏感器的工况下，不适合卫星在初始入轨系统还未稳定且姿态基准为轨道罗盘时使用。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，解决了卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时估计陀螺组合常值漂移的问题。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，包括如下步骤：
步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值
步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移
步骤三、计算陀螺组合的常值漂移
步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值n为正整数。
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述步骤一中，星体三轴姿态角速度估计值的计算方法为：
其中，ωbi为卫星三轴惯性角速度，由陀螺组合测量得到；
ω0为轨道角速度，由轨道高度测量得到；
Ab←o为姿态方向余弦阵，由星敏感器测量得到。
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述步骤二中，星体三轴姿态角速度常值漂移的计算方法为：
其中，ωST为星敏感器的伪速率。
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述星敏感器的伪速率ωST的计算方法为：
其中，θ(k)为星敏感器当前时刻测量得到的三轴姿态角；
θ(k-1)为星敏感器上一时刻测量得到的三轴姿态角；
Tc为星载控制系统的控制周期。
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述步骤三中，陀螺组合的常值漂移的计算方法为：
其中，As←b为陀螺组合的安装矩阵，使用前测得。
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述步骤四中，常值漂移的均值的计算方法为：
在上述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，所述步骤四中，3≤n≤5。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明根据在轨实测数据估计陀螺组合常值漂移，相对于地面测试结果更为准确；
(2)本发明的方法原理清晰，算法简单，应用场景更为广泛，既可应用于卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时的工况，也可应用于卫星系统稳定时的工况。
附图说明
图1为本发明常值漂移的估计流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明提供一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，基于星敏感器和陀螺的实时测量数据求解卫星运动学方程，解决了卫星入轨后在系统还未稳定且以轨道罗盘为姿态基准时估计陀螺组合常值漂移的问题。该方法原理清晰，算法简单，应用场景更为广泛。
本发明提供一种如图1所示为常值漂移的估计流程图，由图可知，一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，包括如下步骤：
步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值
星体三轴姿态角速度估计值的计算方法为：
其中，ωbi为卫星三轴惯性角速度，由陀螺组合测量得到；
ω0为轨道角速度，由轨道高度测量得到；
Ab←o为姿态方向余弦阵，由星敏感器测量得到。
步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移
星体三轴姿态角速度常值漂移的计算方法为：
其中，ωST为星敏感器的伪速率。
星敏感器的伪速率ωST的计算方法为：
其中，θ(k)为星敏感器当前时刻测量得到的三轴姿态角；
θ(k-1)为星敏感器上一时刻测量得到的三轴姿态角；
Tc为星载控制系统的控制周期。
步骤三、计算陀螺组合的常值漂移
陀螺组合的常值漂移的计算方法为：
其中，As←b为陀螺组合的安装矩阵，使用前测得。
步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值n为正整数，且3≤n≤5。
常值漂移的均值的计算方法为：
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 (7)

1.一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、星体内部设置有陀螺组合和星敏感器；计算星体三轴姿态角速度估计值
步骤二、计算星体三轴姿态角速度常值漂移
步骤三、计算陀螺组合的常值漂移
步骤四、重复步骤一至步骤三n次，并计算n次陀螺组合常值漂移的均值n为正整数。
2.根据权利要求1所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述步骤一中，星体三轴姿态角速度估计值的计算方法为：
其中，ωbi为卫星三轴惯性角速度，由陀螺组合测量得到；
ω0为轨道角速度，由轨道高度测量得到；
Ab←o为姿态方向余弦阵，由星敏感器测量得到。
3.根据权利要求2所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述步骤二中，星体三轴姿态角速度常值漂移的计算方法为：
其中，ωST为星敏感器的伪速率。
4.根据权利要求3所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述星敏感器的伪速率ωST的计算方法为：
其中，θ(k)为星敏感器当前时刻测量得到的三轴姿态角；
θ(k-1)为星敏感器上一时刻测量得到的三轴姿态角；
Tc为星载控制系统的控制周期。
5.根据权利要求4所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述步骤三中，陀螺组合的常值漂移的计算方法为：
其中，As←b为陀螺组合的安装矩阵，使用前测得。
6.根据权利要求5所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述步骤四中，常值漂移的均值的计算方法为：
。
7.根据权利要求6所述的一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法，其特征在于：所述步骤四中，3≤n≤5。
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