CN110160530A - 一种基于四元数的航天器姿态滤波方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，所述方法包括：S1、获取航天器在初始时刻T₀的四元数姿态；S2、基于航天器在T_n‑1时刻的四元数姿态和T_n时刻的运动角速度获取其在T_n时刻的预估姿态，n为正整数；S3、利用姿态确定设备测量航天器在T_n时刻的姿态信息，获取航天器在T_n时刻的测量姿态；S4、计算在T_n时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到T_n时刻四元数姿态。

Description

一种基于四元数的航天器姿态滤波方法

技术领域

本发明涉及姿态滤波，特别是涉及一种基于四元数的航天器姿态滤波方法。

背景技术

姿态确定方法多种多样，为了提高姿态确定的精度，克服随机干扰带来的影响，往往采用姿态滤波的方式进行姿态计算。在现有技术中，星敏感器、惯性测量组合、太阳敏感器、地球敏感器、磁强计等均是进行姿态确定的设备，但是这些设备有各自的优缺点，有些设备的精度高但是输出频率低，有些设备精度差但是输出频率高，例如，星敏感器具备独立确定航天器姿态的能力，通过观测星图来确定航天器在惯性系下的姿态，其精度较高，但其输出姿态的频率较低，原因在于其进行曝光拍摄、图像处理的时间损耗；惯性测量组合能够测量精确的角速度信息，其能够在短时间内保证一定的姿态解算精度。需要综合考虑各类设备的特点及其精度能够很好地进行姿态校正，这时就需要进行一些数学上的或者工程上的处理，如姿态滤波等。

然而目前的姿态滤波方法往往基于数学意义上的最小方差估计，这些方法具有代表性的为卡尔曼滤波方法，通过动态实时的大量解算，来得到最小二乘意义下的解。同时，姿态滤波方法也依赖于姿态描述方式。传统意义上的航天器通过欧拉角来描述姿态，其简单的滤波方法采用加权法，意味着将预估值与当前测量值进行简单的线性叠加，该方法仅能够在一定程度上抑制震荡。由于姿态描述方式不可或缺的一种是四元数姿态解算方法，该方法有不奇异的优点，且物理意义较为直接、明确，但是针对四元数的航天器姿态解算方式，简单的加权法会使其描述的物理意义不明确。因此，需要提供一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，来解决姿态滤波过程中存在的上述问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，本发明所述方法通过空间姿态转移滤波算法解决了上述描述姿态时存在的物理意义不明确的问题。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，所述方法包括：

S1、获取航天器在初始时刻T₀的四元数姿态；

S2、基于航天器在T_n-1时刻的四元数姿态和T_n时刻的运动角速度获取其在T_n时刻的预估姿态，n为正整数；

S3、利用姿态确定设备测量航天器在T_n时刻的姿态信息，获取航天器在T_n时刻的测量姿态；

S4、计算在T_n时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；

S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到T_n时刻四元数姿态。

优选地，步骤S2进一步包括：

判断T_n-1时刻是否为初始时刻，当n＝1时为初始时刻，采用所述初始时刻T₀的四元数姿态；当n>1时不为初始时刻，采用基于动力学递推的数据得到T_n-1时刻的四元数姿态；

利用陀螺仪获取T_n时刻的运动角速度；

根据所述T_n-1时刻的四元数姿态和所述T_n时刻的运动角速度，获取T_n时刻的预估姿态。

优选地，所述预估姿态表示为：

q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，q表示预估姿态；q₀、q₁、q₂、q₃为描述预估姿态的四元数的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

优选地，所述测量姿态表示为：

q_c＝[q_0c q_1c q_2c q_3c]^T

其中，q_c表示测量姿态；q_0c、q_1c、q_2c、q_3c为描述测量姿态的四元数的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

优选地，所述姿态确定设备包括星敏感器、惯性测量组合、太阳敏感器、地球敏感器、磁强计中的一种。

优选地，所述姿态转移四元数表示为：

其中，△q表示测量姿态与预估姿态的姿态转移四元数；△q₀、△q₁、△q₂、△q₃表示姿态转移四元数的分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

优选地，所述T_n时刻四元数姿态表示为：

其中，q_f表示滤波后的四元数姿态；q_0f、q_1f、q_2f、q_3f为四元数姿态的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向；λ为转移系数。

本发明的有益效果如下：

本发明所述技术方案对采用空间姿态转移滤波算法的基本流程、算法公式进行了详细的描述，该方法可有效应用于空间姿态的滤波解算。该方法有不奇异的优点，且物理意义较为直接、明确，解决了针对四元数的航天器姿态解算方式时采用简单的加权法造成其描述的物理意义不明确的问题。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本实施例中一种基于四元数的航天器姿态滤波方法的流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，在本发明的一个实施例中公开了一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，该方法能够基于历史数据递推出当前的姿态——预估姿态，并基于敏感器完成对当前的姿态进行测量，得到测量姿态；然后结合前期对当前的姿态的预估和测量，计算所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；结合所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到滤波后的四元数姿态。整个方法构成了空间姿态转移滤波算法的基本过程，采用该方法使得姿态描述方式的物理意义较为直接、明确，同时还有不奇异的有点，避免因采用简单的加权法所带来的问题。

在本发明的一个更为具体的实施例中，所述方法具体包括：S1、获取航天器在初始时刻T₀的四元数姿态；S2、基于航天器在T_n-1时刻的四元数姿态和T_n时刻的运动角速度获取其在T_n时刻的预估姿态，n为正整数；S3、利用姿态确定设备测量航天器在T_n时刻的姿态信息，获取航天器在T_n时刻的测量姿态；S4、计算在T_n时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到T_n时刻四元数姿态。该过程对起始时刻之后的每一时刻均能实现滤波，测量时刻的姿态完成滤波后获得的四元数姿态还可作为预测下一时刻的预测姿态的历史数据。

在本实施例中，在基于对航天器在T_n-1时刻的四元数姿态和T_n时刻的运动角速度获取其在T_n时刻的预估姿态时，判断T_n-1时刻是否为整个姿态描述的起始时刻。若是起始时刻，此时无法直接获得历史数据中经过滤波后的四元数姿态，此时会采用姿态确定设备(如敏感器等)在初始时刻直接测量得到T_n-1时刻的四元数姿态(即：初始时刻T₀的四元数姿态)；然后利用陀螺仪获取T₁时刻的运动角速度；最后根据初始时刻T₀的四元数姿态和所述T₁时刻的运动角速度，得出T₁时刻的预估姿态。若为除起始时刻以外的任意时刻时，则可基于动力学递推的数据，由初始时刻T₀的四元数姿态经递推得到T_n-1时刻的四元数姿态；然后利用陀螺仪直接获取T_n时刻的运动角速度；最后根据所述T_n-1时刻的四元数姿态和所述T_n时刻的运动角速度，得出T_n时刻的预估姿态(即当前时刻的预估姿态)。

在本实施例中，对当前时刻所获得的预估姿态采用下式进行表示：

q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，q表示预估姿态；q₀、q₁、q₂、q₃为描述预估姿态的四元数的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

在本实施例中，关于对所述T_n时刻的测量姿态则是采用姿态确定设备直接测量T_n时刻的测量姿态(即当前时刻的测量姿态)。优选地，获得测量姿态所用的姿态确定设备可以是：星敏感器、惯性测量组合、太阳敏感器、地球敏感器、磁强计中的任一种。对于获得的测量姿态则有：

q_c＝[q_0c q_1c q_2c q_3c]^T

其中，q_c表示测量姿态；q_0c、q_1c、q_2c、q_3c为描述测量姿态的四元数的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

在本实施例中，获得预估姿态和测量姿态后，则要计算测量姿态与预估姿态的姿态转移四元数。至此则有，采用上述获得的姿态计算得到的所述姿态转移四元数表示为：

其中，△q表示测量姿态与预估姿态的姿态转移四元数；△q₀、△q₁、

△q₂、△q₃表示姿态转移四元数的分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向。

在本实施例中，为求得滤波后的四元数姿态，在所述姿态滤波方法中采用空间姿态转移滤波算法进行姿态滤波，得到T_n时刻四元数姿态表示为：

其中，q_f表示滤波后的四元数姿态；q_0f、q_1f、q_2f、q_3f为四元数姿态的四个分量，相应的物理意义分别为航天器的转动大小和在空间坐标系中的转动方向；λ为转移系数。

至此按照以上计算方式，即可实现基于四元数的空间姿态转移滤波。所述姿态滤波方法对基本流程、算法公式进行了详细的描述，该方法可有效应用于空间姿态的滤波解算。相较于现有技术中的采用αβ加权法进行线性叠加，该方法使其描述的物理意义明确，并且计算量小，能够很好地抑制震荡

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (7)

1.一种基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述方法包括：

S1、获取航天器在初始时刻T₀的四元数姿态；

S2、基于航天器在T_n-1时刻的四元数姿态和T_n时刻的运动角速度获取其在T_n时刻的预估姿态，n为正整数；

S3、利用姿态确定设备测量航天器在T_n时刻的姿态信息，获取航天器在T_n时刻的测量姿态；

S4、计算在T_n时刻时所述测量姿态与所述预估姿态的姿态转移四元数；

S5、基于所述姿态转移四元数进行姿态滤波，得到T_n时刻四元数姿态。

2.根据权利要求1所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，步骤S2进一步包括：

判断T_n-1时刻是否为初始时刻，当n＝1时为初始时刻，则采用所述初始时刻T₀的四元数姿态；当n>1时不为初始时刻，则采用基于动力学递推的数据得到T_n-1时刻的四元数姿态；

利用陀螺仪获取T_n时刻的运动角速度；

根据所述T_n-1时刻的四元数姿态和所述T_n时刻的运动角速度，获取T_n时刻的预估姿态。

3.根据权利要求2所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述预估姿态表示为：

q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T

其中，q表示预估姿态；q₀、q₁、q₂、q₃为描述预估姿态的四元数的四个分量。

4.根据权利要求1所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述测量姿态表示为：

q_c＝[q_0c q_1c q_2c q_3c]^T

其中，q_c表示测量姿态；q_0c、q_1c、q_2c、q_3c为描述测量姿态的四元数的四个分量。

5.根据权利要求1或4所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述姿态确定设备包括星敏感器、惯性测量组合、太阳敏感器、地球敏感器、磁强计中的一种。

6.根据权利要求1所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述姿态转移四元数表示为：

其中，△q表示测量姿态与预估姿态的姿态转移四元数；△q₀、△q₁、△q₂、△q₃表示姿态转移四元数的分量。

7.根据权利要求1所述的基于四元数的航天器姿态滤波方法，其特征在于，所述T_n时刻四元数姿态表示为：

其中，q_f表示滤波后的四元数姿态；q_0f、q_1f、q_2f、q_3f为四元数姿态的四个分量；λ为转移系数。