CN111605734B - 一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法 - Google Patents

一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，适用于航天器星体平台和载荷对高精度卫星时间同步需求领域。航天器星体控制器接收GPS秒脉冲校时，载荷控制器根据星体控制器发送的星时数据，采用软件方式进行校时。由于载荷控制器收到星体控制器的星时数据包的时间存在一定的不确定性以及载荷控制器的控制周期存在一定的不确定，造成载荷星时波动。针对此，设计一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时方法。通过星体控制器直接给载荷控制器星时赋值和载荷实时滤波校时相结合的方式，实现了航天器星体平台和载荷之间的星时准确同步。

Description

一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法
技术领域
本发明涉及一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，属于航天器控制领域。
背景技术
近年来，以甚高分辨率对地观测为代表航天任务的提出采用航天器两级控制系统实现载荷高性能控制高精度指向。航天器两级控制系统包括星体平台控制器和载荷姿态控制器。星体平台控制器与载荷姿态控制之间的星时精确同步是实现航天器两级目标姿态生成，两级协同控制的重要前提。因此，有必要研究航天器两级控制系统星时准确同步的滤波校时方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，通过分析星体平台控制器星时存在的不确定性以及载荷控制器控制周期存在的不确定性，通过滤波校时方法实现星体平台控制器星时和载荷控制器星时准确同步。
本发明的技术解决方案是：一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，包括如下步骤：
(1)星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用则执行步骤(2)，否则执行步骤(3)；
(2)星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；进行步骤(4)；
(3)根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时，并送至载荷控制器，进行步骤(4)；
(4)载荷控制器，接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则执行步骤(5)，否则执行步骤(6)；
(5)载荷控制器收到星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
(6)载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步。
优选的，步骤(2)星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；具体如下：
(2-1)计算当前k时刻的GPS秒脉冲tGPS(k)与当前k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)之间的时间差terr1(k)为：
terr1(k)＝tGPS(k)-tccu(k)
式中，k表示第k时刻；当k＝0时，tccu(k)初值为tGPS(0)；
(2-2)修正k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)，得到修正后的k时刻的星体平台控制器星时t'ccu(k)，具体为：
t'ccu(k)＝tccu(k)+Kt1·terr1(k)
式中，Kt1∈[0 1]为星体平台控制器星时修正系数；
t'ccu(k)表示修正后的k时刻的星体平台控制器星时，将该星时送至载荷控制器；
(2-3)对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻星体平台控制器周期dT(k)；
dT(k)＝dT(k-1)+Kdt1·terr1(k)
dT(k)为修正后的k时刻星体平台控制器周期；dT(k-1)为修正后的k-1时刻星体平台控制器周期；Kdt1∈[0 1]为星体平台控制器周期修正系数。
优选的，dT(k-1)的初值为0，即k等于1时dT(k-1)＝0。
优选的，dT(k)的值储存在星体平台控制器内，能够供步骤(3)调用。
优选的，(3)根据k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时tccu(k)，具体如下：
tccu(k)＝tccu(k-1)+dT(k-1)
tccu(k-1)表示k-1时刻的星体平台控制器星时，tccu(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
优选的，dT(k-1)的初值为0.1，即在k＝1时dT(k-1)的值；
优选的，进行步骤(3)时，GPS数据不可用，所以能够使用星体平台控制器内储存的上一时刻的dT(k-1)的值，作为以上公式dT(k-1)的值。
优选的，(5)载荷控制器收到星体平台控制器发来的星时后，进行载荷控制器的星时数据赋值，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
(5-1)计算当前k时刻的星体平台控制器星时与当前k时刻的载荷控制器星时之前的时间差为
terr2(k)＝t'ccu(k)-tVIPPCU(k)
式中，tVIPPCU(k)的初值为tGPS(0)；
(5-2)修正k时刻的载荷控制器星时tVIPPCU(k)，得到修正后的k时刻的载荷控制器星时t'VIPPCU(k)，具体为：
t'VIPPCU(k)＝tVIPPCU(k)+Kt2·terr2(k)
式中，Kt2∈[0 1]为载荷控制器星时修正系数；
(5-3)对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻载荷控制器周期dt(k)；
dt(k)＝dt(k-1)+Kdt2·terr2(k)
dt(k)为修正后的k时刻载荷控制器周期；dt(k-1)为修正后的k-1时刻载荷控制器周期；Kdt2∈[0 1]为载荷控制器周期修正系数；
优选的，dt(k-1)的初值为0.005；即k等于1时，dt(k-1)＝0.005。
优选的，(6)载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时tVIPPCU(k)，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步，具体如下：
tVIPPCU(k)＝tVIPPCU(k-1)+dt(k-1)
式中，tVIPPCU(k-1)表示k-1时刻的载荷控制器星时.
优选的，tVIPPCU(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
优选的，本发明一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统，包括：GPS数据接收与判断模块、星时产生与周期修正模块、星时计算模块、星时判断模块、星时修正与周期修正模块、同步模块；
GPS数据接收于判断模块，控制星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用，星时产生与周期修正模块工作，否则星时计算模块工作；
星时产生与周期修正模块工作时，控制星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；
星时计算模块工作时，根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时，并送至载荷控制器；
星时判断模块，控制载荷控制器接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则星时修正与周期修正模块工作，否则同步模块工作；
星时修正与周期修正模块工作时，控制载荷控制器接收星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
同步模块工作时，控制载荷控制器根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步。
本发明与现有技术相比的有益效果在于：
(1)本发明能够实现航天器星体平台控制器星时、载荷控制器星时和GPS星时的准确同步。
(2)本发明提出的一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时方法，当GPS数据有效可用时，采用GPS星时进行星体平台控制器的星时赋值，保证了星体平台控制器星时与GPS的绝对星时保持一致。当载荷控制器接收到星体平台控制器数据包时，进行载荷控制器的星时赋值，保证了载荷控制器星时与GPS的绝对星时保持一致。
(3)本发明减小星体平台控制器与载荷控制器校时时刻不确定引起的载荷控制器的星时抖动。
(4)本发明提出的一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时方法，通过采用星体平台控制器给载荷控制器立即赋值和滤波校时两种方式相结合的方式，对星体平台控制器的星时数据包时间不确定性和载荷控制器控制周期不确定性进行估计，实现了载荷控制器的控制周期准确估计，实现了星体平台控制器与载荷控制器星时准确同步。
附图说明
图1为本发明的设计方法流程图；
图2为不考虑时间不确定性的载荷控制器星时误差对比示意图；
图3为考虑时间不确定性的载荷控制器星时误差对比示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，适用于航天器星体平台和载荷对高精度卫星时间同步需求领域。航天器星体控制器接收GPS秒脉冲校时，载荷控制器根据星体控制器发送的星时数据，采用软件方式进行校时。由于载荷控制器收到星体控制器的星时数据包的时间存在一定的不确定性以及载荷控制器的控制周期存在一定的不确定，造成载荷星时波动。针对此，设计一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法。通过星体控制器直接给载荷控制器星时赋值和载荷实时滤波校时相结合的方式，实现了航天器星体平台和载荷之间的星时准确同步。
本发明方法提出一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统及方法，适用航天器星体与载荷两级控制系统中对时间高精度同步需求的领域。现有的航天器本体控制系统受到执行机构、挠性附件等的扰动，难以进一步提升载荷控制性能。航天器三超控制方法，创造性的在载荷和航天器本体之间嵌入主动指向超静平台，从而使载荷控制性能指标提升1-2个数量级。三超控制是指使航天器具备超高精度、超高稳定度、超敏捷指向观测目标能力的控制方法。航天器三超控制系统包含两级控制系统：星体平台控制器和载荷控制器。星体平台控制器，功能为实现航天器整体的姿态稳定控制；载荷控制器，功能为实现航天器载荷超高精度超高稳定度控制。在航天器三超控制两级控制系统中只有实现准确的时间同步，才能实现载荷的姿态的高品质控制。GPS数据，包括：GPS秒脉冲，GPS数据从全球定位系统接收。
本发明一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统，包括：GPS数据接收与判断模块、星时产生与周期修正模块、星时计算模块、星时判断模块、星时修正与周期修正模块、同步模块；
GPS数据接收于判断模块，控制星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用，星时产生与周期修正模块工作，否则星时计算模块工作；
星时产生与周期修正模块工作时，控制星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；
星时计算模块工作时，根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时，并送至载荷控制器；
星时判断模块，控制载荷控制器接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则星时修正与周期修正模块工作，否则同步模块工作；
星时修正与周期修正模块工作时，控制载荷控制器接收星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
同步模块工作时，控制载荷控制器根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步。
优选的，星时产生与周期修正模块中，星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；具体如下：
计算当前k时刻的GPS秒脉冲tGPS(k)与当前k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)之间的时间差terr1(k)为：
terr1(k)＝tGPS(k)-tccu(k)
式中，k表示第k时刻；当k＝0时，tccu(k)初值为tGPS(0)；
修正k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)，得到修正后的k时刻的星体平台控制器星时t'ccu(k)，具体为：
t'ccu(k)＝tccu(k)+Kt1·terr1(k)
式中，Kt1∈[0 1]为星体平台控制器星时修正系数；
t'ccu(k)表示修正后的k时刻的星体平台控制器星时，将该星时送至载荷控制器；
对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻星体平台控制器周期dT(k)；
dT(k)＝dT(k-1)+Kdt1·terr1(k)
dT(k)为修正后的k时刻星体平台控制器周期；dT(k-1)为修正后的k-1时刻星体平台控制器周期；Kdt1∈[0 1]为星体平台控制器周期修正系数。
优选的，dT(k-1)的初值为0，即k等于1时dT(k-1)＝0。
优选的，dT(k)的值储存在星体平台控制器内，能够供星时计算模块调用。
优选的，星时计算模块中，根据k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时tccu(k)，具体如下：
tccu(k)＝tccu(k-1)+dT(k-1)
tccu(k-1)表示k-1时刻的星体平台控制器星时，tccu(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
优选的，dT(k-1)的初值为0.1，即在k＝1时dT(k-1)的值；
优选的，星时计算模块工作时，GPS数据不可用，所以能够使用星体平台控制器内储存的上一时刻的dT(k-1)的值，作为以上公式dT(k-1)的值。
优选的，星时修正与周期修正模块中，载荷控制器收到星体平台控制器发来的星时后，进行载荷控制器的星时数据赋值，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
计算当前k时刻的星体平台控制器星时与当前k时刻的载荷控制器星时之前的时间差为
terr2(k)＝t'ccu(k)-tVIPPCU(k)
式中，tVIPPCU(k)的初值为tGPS(0)；
修正k时刻的载荷控制器星时tVIPPCU(k)，得到修正后的k时刻的载荷控制器星时t'VIPPCU(k)，具体为：
t'VIPPCU(k)＝tVIPPCU(k)+Kt2·terr2(k)
式中，Kt2∈[0 1]为载荷控制器星时修正系数；
对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻载荷控制器周期dt(k)；
dt(k)＝dt(k-1)+Kdt2·terr2(k)
dt(k)为修正后的k时刻载荷控制器周期；dt(k-1)为修正后的k-1时刻载荷控制器周期；Kdt2∈[0 1]为载荷控制器周期修正系数；
优选的，dt(k-1)的初值为0.005；即k等于1时，dt(k-1)＝0.005。
优选的，同步模块中，载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时tVIPPCU(k)，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步，具体如下：
tVIPPCU(k)＝tVIPPCU(k-1)+dt(k-1)
式中，tVIPPCU(k-1)表示k-1时刻的载荷控制器星时.
优选的，tVIPPCU(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
进一步优选方案为：航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统用于航天器三超控制系统，航天器三超控制系统，包括星体控制器和载荷控制器，只有星体控制器和载荷控制器的星时保持高精度的一致，才能实现航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷这三超控制性能。通过本发明设计的方法能够实现两级控制器之前的星时误差优于亚毫秒级。设置星体平台控制器星时修正系数Kt1＝0.5；星体平台控制器周期修正系数Kdt1＝0.1；星体平台控制器周期dT(0)的初值为0.1s。载荷控制器星时修正系数Kt2＝0.002，载荷控制器周期修正系数Kdt2＝0.01，载荷控制器周期dt(0)的初值为0.005s，进行滤波校时方法的验证。
进一步优选方案为：如图2所示，载荷控制器星时采用直接赋值和滤波校时两种方式的载荷控制器星时误差对比。当载荷控制器与星体平台控制器存在1s初始星时误差时，赋值校时算法可以在1个周期内将载荷控制器星时与星体平台控制器星时拉齐；滤波校时算法需一段时间后收敛，时间约700s。图3给出了考虑不确定性的载荷控制器星时直接赋值和采用滤波校时的载荷控制器误差对比。当星体平台控制器发送的数据包接收时间不确定性造成校时操作时刻抖动时，直接赋值算法会使载荷控制器星时发生5ms的抖动；滤波修正算法可将载荷控制器星时抖动量级降低至0.1ms量级。滤波校时系统可有效实现星体平台控制器和载荷控制器星时准确同步。
如图1所示，一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用则执行步骤(2)，否则执行步骤(3)；优选方案具体为：
GPS数据中包含时间信息，每一秒接收一次GPS数据，当GPS数据中的时间与星体平台控制时间之差大于Ns(Ns>10)秒，则判定为GPS数据不可用，否则判定为GPS数据可用。
(2)星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的星体平台控制器周期；进行步骤(4)，优选方案具体如下：
(2-1)计算GPS秒脉冲tGPS(k)与当前k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)之间的时间差terr1(k)为：
terr1(k)＝tGPS(k)-tccu(k)
式中，k表示第k时刻；当k＝0时，tccu(k)取初值为tGPS(0)
(2-2)修正k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)，得到修正后的k时刻的星体平台控制器星时t'ccu(k)，具体为：
t'ccu(k)＝tccu(k)+Kt1·terr1(k)
式中，优选取值为：Kt1∈[0 1]为星体平台控制器星时修正系数。
t'ccu(k)表示修正后的k时刻的星体平台控制器星时，即产生的星时，送至载荷控制器；
(2-3)对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻星体平台控制器周期dT(k)；
dT(k)＝dT(k-1)+Kdt1·terr1(k)
dT(k)为修正后的k时刻星体平台控制器周期；dT(k-1)为修正后的k-1时刻星体平台控制器周期；Kdt1∈[0 1]为星体平台控制器周期修正系数；
dT(k-1)的初值为0，即k等于1时dT(k-1)＝0；
dT(k)的值储存在星体平台控制器内，能够供步骤(3)调用。
(3)调用储存在星体平台控制器内的当前k时刻上一时刻的dT(k)值，根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时tccu(k)，并送至载荷控制器，进行步骤(4)，优选方案具体如下：
tccu(k)＝tccu(k-1)+dT(k-1)
tccu(k-1)表示k-1时刻的星体平台控制器星时，tccu(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值；dT(k-1)的初值为0.1，即在k＝1时dT(k-1)的值；
进行步骤(3)时，GPS数据不可用，所以可以使用星体平台控制器内储存的上一时刻的dT(k-1)的值，作为以上公式dT(k-1)的值。
将上式计算出的tccu(k)的值赋给t'ccu(k)，并将t'ccu(k)送至载荷控制器。
(4)载荷控制器，接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则执行步骤(5)，否则执行步骤(6)，优选方案具体如下：
星体平台控制器每隔0.1s向载荷控制器发送星时，星体平台控制器发送的星时为t'ccu(k)，当星体平台控制器的星时与载荷控制器的星时之差大于Ms(Ms为0.2～0.4)秒，则认为星体平台控制器的星时不可用，否则认为星体平台控制器的星时可用。
(5)载荷控制器收到星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻载荷控制器周期；优选方案具体如下：
(5-1)计算当前k时刻的星体平台控制器星时与当前k时刻的载荷控制器星时之前的时间差terr2(k)为
terr2(k)＝t'ccu(k)-tVIPPCU(k)
式中，当k＝0时，tVIPPCU(k)的初值为tGPS(0)；
(5-2)修正k时刻的载荷控制器星时tVIPPCU(k)，得到修正后的k时刻的载荷控制器星时t'VIPPCU(k)，具体为：
t'VIPPCU(k)＝tVIPPCU(k)+Kt2·terr2(k)
式中，优选Kt2∈[0 1]为载荷控制器星时修正系数。
(5-3)对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻载荷控制器周期dt(k)；
dt(k)＝dt(k-1)+Kdt2·terr2(k)
dt(k)为修正后的k时刻载荷控制器周期；dt(k-1)为修正后的k-1时刻载荷控制器周期；优选Kdt2∈[0 1]为载荷控制器周期修正系数。
dt(k-1)的初值为0.005。即k等于1时dt(k-1)＝0.005；
dt(k)的值储存在载荷控制器内，能够供步骤(6)调用
dt(k)<<dT(k)，优选为dT(k)是dt(k)的10倍以上。
载荷控制器通过修改自身的控制周期误差terr2(k)，实现星体控制器星时t'ccu(k)与载荷控制器星时tVIPPCU(k)的准确同步。星体控制器通过修改自身的控制周期误差terr1(k)，实现星体控制器星时t'ccu(k)与GPS绝对时间tGPS(k)的准确同步。通过专利设计的方法，实现了航天器星体控制器和载荷控制器时间的准确同步，为航天器三超控制中协同任务规划与执行提供基础的时间一致保障。
(6)载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时tVIPPCU(k)，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步，具体如下：
tVIPPCU(k)＝tVIPPCU(k-1)+dt(k-1)
tVIPPCU(k-1)表示k-1时刻的载荷控制器星时，tVIPPCU(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值；
进行步骤(6)时，星时不可用，所以可以使用载荷控制器内储存的上一时刻的dt(k-1)的值，作为以上公式dT(k-1)的值。
步骤(6)后还优选进行步骤(7)进行滤波校时验证：
航天器三超控制系统包括星体控制器和载荷控制器，只有星体控制器和载荷控制器的星时保持高精度的一致，才能实现航天器超高精度、超高稳定度、超敏捷这三超控制性能。通过本发明设计的方法能够实现两级控制器之前的星时误差优于亚毫秒级。设置星体平台控制器星时修正系数Kt1＝0.5；星体平台控制器周期修正系数Kdt1＝0.1；星体平台控制器周期dT(0)的初值为0.1s。载荷控制器星时修正系数Kt2＝0.002，载荷控制器周期修正系数Kdt2＝0.01，载荷控制器周期dt(0)的初值为0.005s，进行滤波校时方法的验证。
如图2所示，载荷控制器星时采用直接赋值和滤波校时两种方式的载荷控制器星时误差对比。当载荷控制器与星体平台控制器存在1s初始星时误差时，赋值校时算法可以在1个周期内将载荷控制器星时与星体平台控制器星时拉齐；滤波校时算法需一段时间后收敛，时间约700s。图3给出了考虑不确定性的载荷控制器星时直接赋值和采用滤波校时的载荷控制器误差对比。当星体平台控制器发送的数据包接收时间不确定性造成校时操作时刻抖动时，直接赋值算法会使载荷控制器星时发生5ms的抖动；滤波修正算法可将载荷控制器星时抖动量级降低至0.1ms量级。滤波校时方法可有效实现星体平台控制器和载荷控制器星时准确同步。
本发明能够实现航天器星体平台控制器星时、载荷控制器星时和GPS星时的准确同步，且本发明提出的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，当GPS数据有效可用时，采用GPS星时进行星体平台控制器的星时赋值，保证了星体平台控制器星时与GPS的绝对星时保持一致。当载荷控制器接收到星体平台控制器数据包时，进行载荷控制器的星时赋值，保证了载荷控制器星时与GPS的绝对星时保持一致。
本发明减小星体平台控制器与载荷控制器校时时刻不确定引起的载荷控制器的星时抖动，且本发明提出的一种航天器“三超”控制星时准确同步的滤波校时方法，通过采用星体平台控制器给载荷控制器立即赋值和滤波校时两种方式相结合的方式，对星体平台控制器的星时数据包时间不确定性和载荷控制器控制周期不确定性进行估计，实现了载荷控制器的控制周期准确估计，实现了星体平台控制器与载荷控制器星时准确同步。
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 (9)

1.一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于步骤如下：
(1)星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用则执行步骤(2)，否则执行步骤(3)；
(2)星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；进行步骤(4)；
(3)根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时，并送至载荷控制器，进行步骤(4)；
(4)载荷控制器，接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则执行步骤(5)，否则执行步骤(6)；
(5)载荷控制器收到星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
(6)载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；
步骤(2)星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；具体如下：
(2-1)计算当前k时刻的GPS秒脉冲tGPS(k)与当前k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)之间的时间差terr1(k)为：
terr1(k)＝tGPS(k)-tccu(k)
式中，k表示第k时刻；
(2-2)修正k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)，得到修正后的k时刻的星体平台控制器星时t'ccu(k)，具体为：
t'ccu(k)＝tccu(k)+Kt1·terr1(k)
式中，Kt1为星体平台控制器星时修正系数；
t'ccu(k)表示修正后的k时刻的星体平台控制器星时，将该星时送至载荷控制器；
(2-3)对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻星体平台控制器周期dT(k)；
dT(k)＝dT(k-1)+Kdt1·terr1(k)
dT(k)为修正后的k时刻星体平台控制器周期；dT(k-1)为修正后的k-1时刻星体平台控制器周期；Kdt1为星体平台控制器周期修正系数。
2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：dT(k-1)的初值为0，即k等于1时dT(k-1)＝0。
3.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：dT(k)的值储存在星体平台控制器内，能够供步骤(3)调用。
4.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：(3)根据k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时tccu(k)，具体如下：
tccu(k)＝tccu(k-1)+dT(k-1)
tccu(k-1)表示k-1时刻的星体平台控制器星时，tccu(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
5.根据权利要求2所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：dT(k-1)的初值为0.1，即在k＝1时dT(k-1)的值。
6.根据权利要求2所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：进行步骤(3)时，GPS数据不可用，所以能够使用星体平台控制器内储存的上一时刻的dT(k-1)的值，作为以上公式dT(k-1)的值。
7.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：(6)载荷控制器，根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时tVIPPCU(k)，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步，具体如下：
tVIPPCU(k)＝tVIPPCU(k-1)+dt(k-1)
式中，tVIPPCU(k-1)表示k-1时刻的载荷控制器星时。
8.根据权利要求7所述的一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时方法，其特征在于：tVIPPCU(k-1)的初值为tGPS(0)，即k＝1时tccu(k-1)的值。
9.一种航天器三超控制星时准确同步的滤波校时系统，其特征在于包括：GPS数据接收与判断模块、星时产生与周期修正模块、星时计算模块、星时判断模块、星时修正与周期修正模块、同步模块；
GPS数据接收于判断模块，控制星体平台控制器接收GPS数据，判断GPS数据是否可用，若可用，星时产生与周期修正模块工作，否则星时计算模块工作；
星时产生与周期修正模块工作时，控制星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并送至载荷控制器，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；
星时计算模块工作时，根据当前k时刻的上一时刻修正后的星体平台控制器周期，星体平台控制器进行星体平台控制器的星时计算，得到星时，并送至载荷控制器；
星时判断模块，控制载荷控制器接收星体平台控制器发送的星时，判断星时是否可用，若可用则星时修正与周期修正模块工作，否则同步模块工作；
星时修正与周期修正模块工作时，控制载荷控制器接收星体平台控制器发来的星时，对载荷控制器星时进行修正，修正后实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；并对载荷控制器周期进行修正，得到修正后的当前k时刻载荷控制器周期；
同步模块工作时，控制载荷控制器根据修正后的当前k时刻的上一时刻的载荷控制器周期，进行载荷控制器的星时计算，得到载荷控制器的星时，实现星体平台控制器和载荷控制器的星时准确同步；
星体平台控制器采用GPS秒脉冲校时，产生星时，并对星体平台控制器周期进行修正，得到当前k时刻修正后的星体平台控制器周期；具体如下：
(2-1)计算当前k时刻的GPS秒脉冲tGPS(k)与当前k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)之间的时间差terr1(k)为：
terr1(k)＝tGPS(k)-tccu(k)
式中，k表示第k时刻；
(2-2)修正k时刻的星体平台控制器星时tccu(k)，得到修正后的k时刻的星体平台控制器星时t'ccu(k)，具体为：
t'ccu(k)＝tccu(k)+Kt1·terr1(k)
式中，Kt1为星体平台控制器星时修正系数；
t'ccu(k)表示修正后的k时刻的星体平台控制器星时，将该星时送至载荷控制器；
(2-3)对星体平台控制器周期进行修正，得到修正后的k时刻星体平台控制器周期dT(k)；
dT(k)＝dT(k-1)+Kdt1·terr1(k)
dT(k)为修正后的k时刻星体平台控制器周期；dT(k-1)为修正后的k-1时刻星体平台控制器周期；Kdt1为星体平台控制器周期修正系数。
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