CN110411477A - 基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，包括以下步骤：S1、滤波模型：利用星敏感器数据处理单元，将四元数信息直接转换为欧拉角信息；S2、滤波算法：采用扩展卡尔曼滤波算法对星敏的安装误差进行估计；S3、高精度陀螺标定星敏。本发明的优点在于：采用多次机动策略的星敏感器安装误差在轨标定算法，适用于短周期的星敏感器安装误差在轨标定；面向配置高精度陀螺和低精度星敏的卫星设计需要，可满足后续星敏/陀螺姿态确定的GNC任务。

Description

基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法

技术领域

本发明涉及基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法。

背景技术

在卫星总装完成后，通过地面精测手段获得星敏感器的安装矩阵，卫星入轨后，由于应力释放、在轨的结构热变形等因素，导致星敏的安装矩阵发生变化，当前的星敏安装矩阵标定方法大多借助更高精度的惯性指向数据，如卫星光学载荷的数据，或者更高精度的星敏感器数据，来完成星敏感器安装误差何低频误差的标定工作，以上手段在卫星配置受限的情况下难以实现。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，提出一种采用多次机动策略的星敏感器安装误差在轨标定算法，适用于短周期的星敏感器安装误差在轨标定，面向配置高精度陀螺和低精度星敏的卫星设计需要，可满足后续星敏/陀螺姿态确定的的GNC任务。本发明的目的通过以下技术方案来实现：

基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，包括以下步骤：

S1、滤波模型：利用星敏感器数据处理单元，将四元数信息直接转换为欧拉角信息；

S2、滤波算法：采用扩展卡尔曼滤波算法对星敏的安装误差进行估计；

S3、高精度陀螺标定星敏。

进一步地，步骤S1的具体操作步骤是：

将三个姿态角作为敏感器的测量输出，则星敏感器测量残差为星敏测量输出与估计输出的差值，假设星敏感器坐标系与本体坐标系重合，那么，考虑星敏感器的系统常值误差和星敏感器测量噪声之后的星敏模型为：

式(1)中δθ，δψ表示星敏的测量残差项，Δθ，Δψ表示星敏标定过程的姿态角估计误差，待标定项表示星敏的安装偏差，υ_θ，υ_ψ表示星敏的测量噪声项，姿态角的估计误差是小角度，由欧拉角与四元数的转换关系可得：

式(2)中，δq₁，δq₂，δq₃为姿态角估计误差对应的四元数矢量部分，可表示δq_υ＝[δq₁δq₂ δq₃]^T，由此得到星敏感器的测量残差方程为：

与星敏感器标定陀螺相似的过程，给出误差四元数的状态方程表达式为：

式(4)中表示对卫星角速度的估计值，δb表示陀螺安装偏差的测量残差项，η_ω表示陀螺的测量噪声，δq₄表示姿态角估计误差对应的四元数标量部分。采用高精度陀螺对星敏感器进行标定时，由于陀螺精度高，陀螺的常值漂移小，因此，不对陀螺的常值漂移进行估计，将星敏感器的常值误差作为估计量，取为状态变量进行卡尔曼滤波，则状态矢量X的微分方程表达式为：

取星敏感器的测量残差为：

观测方程离散化为：

Z_k＝H_kX_k+V_k (7)

其中，E(V_k)＝0,E(V_kV_j ^T)＝Rδ_k,j R为星敏感器的测量噪声方差阵，H_k为输出矩阵，

H_k＝[2I₃ I₃]。

进一步地，步骤S2的具体步骤是：

定义滤波周期为T，那么滤波所需的离散方程的状态转移矩阵等表示为：

根据扩展卡尔曼滤波算法：

一步状态预估：X_k+1,k＝F_x*X_k

误差协方差矩阵一步预估：P_k+1，k＝F_x*P_k*F_x ^T+G*Q*G^T

滤波增益矩阵计算：

状态更新X_k+1＝X_k+1,k+K_k+1*(Z_k+1-H_k*X_k+1,k)

误差协方差矩阵更新

其中，P表示误差协方差矩阵，Q表示过程噪声矩阵，R表示测量噪声矩阵，那么星敏安装误差的估计值计算为：

表示估计的初始值，一段时间后，即可标定出星敏的安装误差值。

进一步地，步骤S3的具体步骤是：

S31：整星角速度为0，给定整星绕本体X轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的Y轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S32：给定整星绕本体Y轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S33：给定整星绕本体Z轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Y轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S34：综合前三个步骤中标定得到的结果，按照一定的权值完成最终的星敏感器安装误差标定。

本发明具有以下优点：

1、该发明提出一种采用多次机动策略的星敏感器安装误差在轨标定算法，适用于短周期的星敏感器安装误差在轨标定。

2、该发明面向配置高精度陀螺和低精度星敏的卫星设计需要，可满足后续星敏/陀螺姿态确定的GNC任务。

附图说明

图1是基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法的流程图；

图2是第一次绕X机动标出的Y轴安装偏差曲线图；

图3是第一次绕X机动标出的Z轴安装偏差曲线图；

图4是第一次绕Y机动标出的X轴安装偏差曲线图；

图5是第一次绕Y机动标出的Z轴安装偏差曲线图；

图6是第一次绕Z机动标出的X轴安装偏差曲线图；

图7是第一次绕Z机动标出的Y轴安装偏差曲线图；

图8是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-X轴标定结果曲线图；

图9是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-Y轴标定结果曲线图；

图10是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-Z轴标定结果曲线图；

图11是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-X轴标定误差曲线图；

图12是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-Y轴标定误差曲线图；

图13是基于序列姿态机动的星敏安装误差标定结果-Z轴标定误差曲线图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的描述，但本发明的保护范围不局限于以下所述。

如图1所示，基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，包括以下步骤：

S1、滤波模型：利用星敏感器数据处理单元，将四元数信息直接转换为欧拉角信息；

S2、滤波算法：采用扩展卡尔曼滤波算法对星敏的安装误差进行估计；

S3、高精度陀螺标定星敏。

进一步地，步骤S1的具体操作步骤是：

将三个姿态角作为敏感器的测量输出，则星敏感器测量残差为星敏测量输出与估计输出的差值，假设星敏感器坐标系与本体坐标系重合，那么，考虑星敏感器的系统常值误差和星敏感器测量噪声之后的星敏模型为：

式(1)中δθ，δψ表示星敏的测量残差项，Δθ，Δψ表示星敏标定过程的姿态角估计误差，待标定项表示星敏的安装偏差，υ_θ，υ_ψ表示星敏的测量噪声项，姿态角的估计误差是小角度，由欧拉角与四元数的转换关系可得：

式(2)中，δq₁，δq₂，δq₃为姿态角估计误差对应的四元数矢量部分，可表示δq_υ＝[δq₁δq₂ δq₃]^T，由此得到星敏感器的测量残差方程为：

与星敏感器标定陀螺相似的过程，给出误差四元数的状态方程表达式为：

式(4)中表示对卫星角速度的估计值，δb表示陀螺安装偏差的测量残差项，η_ω表示陀螺的测量噪声，δq₄表示姿态角估计误差对应的四元数标量部分。采用高精度陀螺对星敏感器进行标定时，由于陀螺精度高，陀螺的常值漂移小，因此，不对陀螺的常值漂移进行估计，将星敏感器的常值误差作为估计量，取为状态变量进行卡尔曼滤波，则状态矢量X的微分方程表达式为：

其中，I₃为单位矩阵。取星敏感器的测量残差为：

观测方程离散化为：

Z_k＝H_kX_k+V_k (7)

其中，E(V_k)＝0,E(V_kV_j ^T)＝Rδ_k,j R为星敏感器的测量噪声方差阵，H_k为输出矩阵，

H_k＝[2I₃ I₃]。

进一步地，步骤S2的具体步骤是：

定义滤波周期为T，那么滤波所需的离散方程的状态转移矩阵等表示为：

式(8)中，矩阵A，B的表达式见式(5)所示。根据扩展卡尔曼滤波算法：

一步状态预估：X_k+1,k＝F_x*X_k

误差协方差矩阵一步预估：P_k+1，k＝F_x*P_k*F_x ^T+G*Q*G^T

滤波增益矩阵计算：

状态更新X_k+1＝X_k+1,k+K_k+1*(Z_k+1-H_k*X_k+1,k)

误差协方差矩阵更新

其中，P表示误差协方差矩阵，Q表示过程噪声矩阵，R表示测量噪声矩阵，那么星敏安装误差的估计值计算为：

表示估计的初始值，一段时间后，即可标定出星敏的安装误差值。

进一步地，步骤S3的具体步骤是：

S31：整星角速度为0，给定整星绕本体X轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的Y轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S32：给定整星绕本体Y轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S33：给定整星绕本体Z轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Y轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S34：综合前三个步骤中标定得到的结果，按照一定的权值完成最终的星敏感器安装误差标定。

下面通过具体的实施例进行说明：

【实施例1】：

针对某型星敏和高精度陀螺的组合，其参数设定如下：

(1)给定整星绕本体X轴的小角速度，设定0.5°/s，以星敏有可信数据输出为宜，根据星敏感器和陀螺输出数据，给定EKF参数如下：

P＝0.01*I₆

其中，σ_ω＝10″,σ_b＝100″,σ_s＝100″。

给出标定结果，记录标定结果的Y轴和Z轴数据本次标定见图2-图3的结果，并阻尼整星角速度；

(2)给定整星绕本体Y轴的小角速度，设定0.5°/s，以星敏有可信数据输出为宜，根据星敏感器和陀螺输出数据，给定EKF参数如下：

P＝0.01*I₆

其中，σ_ω＝10″,σ_b＝100″,σ_s＝100″。

给出标定结果，记录标定结果的X轴和Z轴数据本次标定见图4-图5的结果，并阻尼整星角速度；

(3)给定整星绕本体Z轴的小角速度，设定0.5°/s，以星敏有可信数据输出为宜，根据星敏感器和陀螺输出数据，给定EKF参数如下：

P＝0.01*I₆

其中，σ_ω＝10″,σ_b＝100″,σ_s＝100″。

给出标定结果，记录标定结果的X轴和Y轴数据本次标定见图6-图7的结果，并阻尼整星角速度；

(4)将三次记录的标定结果分别取权值0.5，输出X，Y，Z三轴的安装误差标定结果，见图8-图10所示的安装误差标定结果，本次标定的结果为：

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (4)

1.基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1、滤波模型：利用星敏感器数据处理单元，将四元数信息直接转换为欧拉角信息；

S2、滤波算法：采用扩展卡尔曼滤波算法对星敏的安装误差进行估计；

S3、高精度陀螺标定星敏。

2.根据权利要求1所述基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，其特征在于：步骤S1的具体操作步骤是：

将三个姿态角作为敏感器的测量输出，则星敏感器测量残差为星敏测量输出与估计输出的差值，假设星敏感器坐标系与本体坐标系重合，那么，考虑星敏感器的系统常值误差和星敏感器测量噪声之后的星敏模型为：

式(1)中δθ，δψ表示星敏的测量残差项，Δθ，Δψ表示星敏标定过程的姿态角估计误差，待标定项表示星敏的安装偏差，υ_θ，υ_ψ表示星敏的测量噪声项，姿态角的估计误差是小角度，由欧拉角与四元数的转换关系可得：

式(2)中，δq₁，δq₂，δq₃为姿态角估计误差对应的四元数矢量部分，可表示δq_υ＝[δq₁ δq₂δq₃]^T，由此得到星敏感器的测量残差方程为：

给出误差四元数的状态方程表达式为：

式(4)中表示对卫星角速度的估计值，δb表示陀螺安装偏差的测量残差项，η_ω表示陀螺的测量噪声，δq₄表示姿态角估计误差对应的四元数标量部分，采用高精度陀螺对星敏感器进行标定时，由于陀螺精度高，陀螺的常值漂移小，因此，不对陀螺的常值漂移进行估计，将星敏感器的常值误差作为估计量，取为状态变量进行卡尔曼滤波，则状态矢量X的微分方程表达式为：

其中，I₃为单位矩阵，取星敏感器的测量残差为：

观测方程离散化为：

Z_k＝H_kX_k+V_k (7)

其中，E(V_k)＝0,E(V_kV_j ^T)＝Rδ_k,j R为星敏感器的测量噪声方差阵，H_k为输出矩阵，

H_k＝[2I₃ I₃]。

3.根据权利要求2所述基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，其特征在于：步骤S2的具体步骤是：

定义滤波周期为T，那么滤波所需的离散方程的状态转移矩阵等表示为：

式(8)中，矩阵A，B的表达式见式(5)所示，根据扩展卡尔曼滤波算法：

一步状态预估：X_k+1,k＝F_x*X_k

误差协方差矩阵一步预估：

滤波增益矩阵计算：

状态更新X_k+1＝X_k+1,k+K_k+1*(Z_k+1-H_k*X_k+1,k)

误差协方差矩阵更新

其中，P表示误差协方差矩阵，Q表示过程噪声矩阵，R表示测量噪声矩阵，那么星敏安装误差的估计值计算为：

表示估计的初始值，一段时间后，即可标定出星敏的安装误差值。

4.根据权利要求3所述基于序列机动的星敏安装误差在轨标定方法，其特征在于：步骤S3的具体步骤是：

S31：整星角速度为0，给定整星绕本体X轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的Y轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S32：给定整星绕本体Y轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Z轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S33：给定整星绕本体Z轴的小角速度，星敏有可信数据输出，根据星敏感器和陀螺输出数据，给出标定结果，取三轴标定结果的X轴和Y轴数据，并阻尼整星角速度至0；

S34：综合前三个步骤中标定得到的结果，按照一定的权值完成最终的星敏感器安装误差标定。