CN111722637B - 航天器姿态确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天器姿态确定方法及系统，包括：提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

Description

航天器姿态确定方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器姿态确定技术领域，特别涉及一种航天器姿态确定方法及系统。

背景技术

航天器姿态确定为航天器姿态控制提供必需的输入，是进行航天器姿态控制的基础和前提，姿态确定的精度和速度会在一定程度上影响航天器姿态控制精度和稳定度。目前航天器姿态确定方法多为基于双矢量的确定原理，而这种方法对两个矢量的夹角有一定的范围要求，当两个矢量接近平行时，确定的姿态误差很大甚至出现错误，所以基于双矢量的姿态确定算法是不可能长期连续有效的。而陀螺轨道罗盘方法可以弥补这种弊端，所以有必要考虑将陀螺轨道罗盘方法应用到工程实际中。

在现有文献中，有很少一部分文献对利用轨道罗盘原理确定航天器三轴姿态进行了研究，但也只是从连续系统的角度对轨道罗盘定姿原理以及稳态误差特性进行了研究，或者简单地利用数值计算方法通过大量多次迭代逼近计算连续系统的数值解，以求将轨道罗盘定姿方法应用到离散系统中，这种方法每计算一步需要计算四次的值，这给实际计算带来一定的复杂性。

但是随着计算机技术的发展，航天器星上控制器都是数字式的，连续域的轨道罗盘定姿方法并不能应用在实际的航天器姿态在轨确定中，另外，现有文献对轨道罗盘定姿方法中增益系数的选取只是通过大量仿真试凑获得，参数确定过程浪费时间而且难以保证性能最优，而且对轨道罗盘定姿方法的特性只进行了简单的稳态误差的定性分析，而事实上，在实际的工程应用中，除了稳态误差的要求外，对快速性和抗干扰性也有一定的要求，那么，如何将轨道罗盘定姿方法应用到航天器姿态在轨确定中，以及如何确定增益系数使得轨道罗盘姿态确定精度、快速性、抗干扰性达到最优折衷，这块领域的研究非常少，并未查阅或检索到相关专利库/文献库有类似资料。

现有技术中未能提出应用轨道罗盘原理确定航天器三轴姿态时，应如何科学确定增益系数使得能够快速而且较高精度地估计出三轴姿态，同时具有一定的抗干扰性。

目前技术仅简单地利用数值计算方法通过大量多次迭代逼近计算连续系统的数值解，以求将轨道罗盘定姿方法应用到离散系统中，这种方法给实际计算带来较大的计算量和一定的复杂性，难以应用到工程实际在轨实时应用中。

为此，需要设计一种可用于工程实际的、能够长期连续有效的航天器在轨姿态确定方法，以及该方法中增益系数的优选策略。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器姿态确定方法及系统，以解决现有的确定方法不能快速而且较高精度地估计出三轴姿态的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航天器姿态确定方法，包括：

提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；

基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；

根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；

基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及

利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法包括：

由航天器本体上的速率陀螺测量得到航天器相对于惯性空间的角速度：

g＝[g_x g_y g_z]^T，

由航天器本体上的地平仪测量得到航天器相对于轨道坐标系的滚动角

和俯仰角θ_H，航天器沿轨道运行的角速度为ω₀，结合航天器的姿态动力学方程和渐进状态观测器的设计方法，估计航天器的三轴姿态：

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法还包括：

航天器的计算机采样周期用T表示，则离散化的轨道罗盘定姿方法为

其中，

K_θ、K_ψ为设计的增益系数。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略包括：

所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度大于第一阈值，以使离散化形式的轨道罗盘定姿方法使航天器的三轴姿态估计值在阈值时间内渐进趋向于真实的三轴姿态；

所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度小于第二阈值，以使所述速率陀螺和所述地平仪的输出值中的高频噪声对轨道罗盘定姿方法的抗干扰性能的影响小于阈值干扰。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略还包括：

设置增益系数

K_θ、K_ψ的值，以使所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度大于第一阈值且小于第二阈值。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略还包括：

基于切比雪夫低通滤波器进行增益系数的最优化设计，包括：

确定轨道罗盘定姿方法的性能要求；

设计满足所述轨道罗盘定姿方法的性能要求的切比雪夫低通滤波器；

根据所述切比雪夫低通滤波器确定增益系数的值。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，确定轨道罗盘定姿方法的性能要求包括：

根据所述速率陀螺和所述地平仪量测信号所混有高频噪声的频带，确定在保证抗干扰性的前提下使得估计姿态以最快速度收敛到真实姿态的滤波器带宽ω_c；

根据实际应用对姿态确定精度的要求，确定通带内的切比雪夫滤波器的增益A_m。

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，设计满足所述轨道罗盘定姿方法的性能要求的切比雪夫低通滤波器包括：

运用MATLAB内置的切比雪夫滤波器设计函数进行设计：由切比雪夫滤波器的增益A_m计算通带最大衰减值

R_p＝-20lg(A_m)；

调用I型切比雪夫滤波器设计函数cheb1ap(N,Rp)，计算在通频带ω_c内衰减值不超过R_p的三阶切比雪夫低通滤波器为

可选的，在所述的航天器姿态确定方法中，根据所述切比雪夫低通滤波器确定增益系数的值包括：

增益系数K_θ为一元三次方程K_θ ³-bK_θ ²+cK_θ-d＝0的实数解，运用MATLAB内置求根函数roots计算增益系数K_θ：

K_θ＝roots([1 -b c -d])；

确定增益系数K_θ后，根据增益系数K_θ确定增益系数

和K_ψ为：

本发明还提供一种航天器姿态确定系统，包括：

初始化模块，被配置为提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；

最优策略制定模块，被配置为基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；

增益系数生成模块，被配置为根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；

离散化模块，被配置为基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及

执行模块，被配置为利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

在本发明提供的航天器姿态确定方法及系统中，通过应用切比雪夫滤波器的方法，给出能够使得轨道罗盘定姿算法精度、快速性、抗干扰性达到最优折衷的增益系数选取方法；并给出了基于状态转移矩阵的离散化方法，使得轨道罗盘定姿方法能够应用到航天器姿态在轨实时确定的工程实际中。本发明可应用于带有地平仪和陀螺敏感器的卫星的三轴姿态确定，为整星提供一种长时间有效的、可靠的、较高精度的三轴姿态确定方法。

本发明采用状态转移矩阵的概念给出离散化的轨道罗盘定姿方法，使得轨道罗盘定姿方法能够在航天器机载计算器中实现；将轨道罗盘定姿方法中增益系数的优化设计问题转换为理想低通滤波器的设计问题，基于切比雪夫低通滤波器，给出了能够满足给定精度和收敛快速性指标要求的增益系数优选策略，设计的轨道罗盘定姿方法能够实现快速性和抗干扰性之间的最优折衷。

本发明算法简单，运算量小，易于在航天器机载计算机中实现，减轻了机载计算机的运算负荷，提供了一种能够长期连续有效的航天器在轨姿态确定方法；本发明提供的增益系数优选方法避免了传统试凑法需要经过大量仿真试凑比较浪费时间，而且实现的性能对设计人员的工程经验有高度依赖性的弊端，本发明从给定性能指标要求出发对增益系数进行解析化优选设计，便捷快速且不依赖人工经验，能够实现快速性和抗干扰性之间的最优折衷。

附图说明

图1是本发明一实施例的航天器姿态确定方法示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的航天器姿态确定方法及系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

本发明的核心思想在于提供一种航天器姿态确定方法及系统，以解决现有的确定方法不能快速而且较高精度地估计出三轴姿态的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种航天器姿态确定方法及系统，包括：提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

<实施例一>

本实施例提供了一种航天器姿态确定方法，包括：提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

本实施例通过应用切比雪夫滤波器的方法，给出能够使得轨道罗盘定姿算法精度、快速性、抗干扰性达到最优折衷的增益系数选取方法；并给出了基于状态转移矩阵的离散化方法，使得轨道罗盘定姿方法能够应用到航天器姿态在轨实时确定的工程实际中。如图1所示，具体包括：基于切比雪夫滤波器，给出轨道罗盘定姿方法中增益系数的最优选取策略；基于状态转移矩阵的概念，给出离散化形式的轨道罗盘定姿方法。

首先，离散化的轨道罗盘定姿方法包括：航天器本体上的速率陀螺测量得到航天器相对于惯性空间的角速度

g＝[g_x g_y g_z]^T，

地平仪测量得到航天器相对于轨道坐标系的滚动角

和俯仰角θ_H，航天器沿轨道运行的角速度为ω₀，结合航天器的姿态动力学方程和渐进状态观测器的设计方法，可以估计出航天器的三轴姿态：

下面建立离散化的轨道罗盘定姿方法。航天器的计算机采样周期用T表示，则离散化的轨道罗盘定姿方法为

其中，

K_θ、K_ψ为设计的增益系数。

其次，基于切比雪夫滤波器的增益系数优选方法包括：离散化的轨道罗盘定姿方法是渐进收敛的，能够使航天器的三轴姿态估计值渐进趋向于真实的三轴姿态，实际工程应用中希望收敛速度越快越好，即轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带足够宽，但是，提供输入信号的速率陀螺和地平仪的输出值中都不可避免地混有高频噪声干扰，如果观测器的频带太宽会影响轨道罗盘定姿的抗干扰性能，而增益系数

K_θ、K_ψ的值与观测器的频带大小直接相关，所以设计增益系数

K_θ、K_ψ的重要原则是在快速性和抗干扰性之间寻找最优折衷。

切比雪夫低通滤波器的特性接近于理想的低通滤波器，基于切比雪夫低通滤波器进行增益系数的最优化设计，包括：第一，确定性能要求。根据陀螺和地平仪量测信号所混有高频噪声的频带，确定在保证抗干扰性的前提下使得估计姿态以最快速度收敛到真实姿态的滤波器带宽ω_c；根据实际应用对姿态确定精度的要求，确定通带内滤波器的增益A_m。第二，设计满足给定性能要求的切比雪夫低通滤波器。运用MATLAB内置的切比雪夫滤波器设计函数进行便捷设计：由滤波器的增益A_m计算通带最大衰减值

R_p＝-20lg(A_m)；

调用I型切比雪夫滤波器设计函数cheb1ap(N,Rp)即可求得在通频带ω_c内衰减值不超过R_p的三阶切比雪夫低通滤波器为

第三，确定增益系数的值。

增益系数K_θ为一元三次方程K_θ ³-bK_θ ²+cK_θ-d＝0的实数解，可以运用MATLAB内置求根函数roots求得：

K_θ＝roots([1 -b c -d])

确定了增益系数K_θ后，可以根据以下关系确定增益系数

和K_ψ为：

本实施例还提供一种航天器姿态确定系统，包括：初始化模块，被配置为提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；最优策略制定模块，被配置为基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；增益系数生成模块，被配置为根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；离散化模块，被配置为基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及执行模块，被配置为利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定。

本发明采用状态转移矩阵的概念给出离散化的轨道罗盘定姿方法，使得轨道罗盘定姿方法能够在航天器机载计算器中实现；将轨道罗盘定姿方法中增益系数的优化设计问题转换为理想低通滤波器的设计问题，基于切比雪夫低通滤波器，给出了能够满足给定精度和收敛快速性指标要求的增益系数优选策略，设计的轨道罗盘定姿方法能够实现快速性和抗干扰性之间的最优折衷。

本发明算法简单，运算量小，易于在航天器机载计算机中实现，减轻了机载计算机的运算负荷，提供了一种能够长期连续有效的航天器在轨姿态确定方法；本发明提供的增益系数优选方法避免了传统试凑法需要经过大量仿真试凑比较浪费时间，而且实现的性能对设计人员的工程经验有高度依赖性的弊端，本发明从给定性能指标要求出发对增益系数进行解析化优选设计，便捷快速且不依赖人工经验，能够实现快速性和抗干扰性之间的最优折衷。

综上，上述实施例对航天器姿态确定方法及系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (3)

1.一种航天器姿态确定方法，其特征在于，包括：

提供轨道罗盘定姿方法，所述轨道罗盘定姿方法用于利用增益系数确定航天器的姿态；

基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略；

根据所述最优选取策略，生成最优增益系数，并且利用所述最优增益系数，生成状态转移矩阵；

基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法；以及

利用所述离散化形式的轨道罗盘定姿方法进行航天器姿态确定；

基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法包括：

由航天器本体上的速率陀螺测量得到航天器相对于惯性空间的角速度：

g＝[g_x g_y g_z]^T，

由航天器本体上的地平仪测量得到航天器相对于轨道坐标系的滚动角

和俯仰角θ_H，航天器沿轨道运行的角速度为ω₀，结合航天器的姿态动力学方程和渐进状态观测器的设计方法，估计航天器的三轴姿态：

基于所述状态转移矩阵，生成离散化形式的轨道罗盘定姿方法还包括：

航天器的计算机采样周期用T表示，则离散化的轨道罗盘定姿方法为

其中，

为设计的增益系数；

基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略还包括：

基于切比雪夫低通滤波器进行增益系数的最优化设计，包括：

确定轨道罗盘定姿方法的性能要求；

设计满足所述轨道罗盘定姿方法的性能要求的切比雪夫低通滤波器；

根据所述切比雪夫低通滤波器确定增益系数的值；

确定轨道罗盘定姿方法的性能要求包括：

根据所述速率陀螺和所述地平仪量测信号所混有高频噪声的频带，确定在保证抗干扰性的前提下使得估计姿态以收敛到真实姿态的滤波器带宽ω_c；

根据实际应用对姿态确定精度的要求，确定通带内的切比雪夫滤波器的增益A_m；

设计满足所述轨道罗盘定姿方法的性能要求的切比雪夫低通滤波器包括：

运用MATLAB内置的切比雪夫滤波器设计函数进行设计：由切比雪夫滤波器的增益A_m计算通带最大衰减值

R_p＝-20lg(A_m)；

调用I型切比雪夫滤波器设计函数cheb1ap(N,Rp)，计算在滤波器带宽ω_c内衰减值不超过R_p的三阶切比雪夫低通滤波器为

根据所述切比雪夫低通滤波器确定增益系数的值包括：

增益系数K_θ为一元三次方程K_θ ³-bK_θ ²+cK_θ-d＝0的实数解，运用MATLAB内置求根函数roots计算增益系数K_θ：

K_θ＝roots([1 -b c -d])；

确定增益系数K_θ后，根据增益系数K_θ确定增益系数

和

为：

2.如权利要求1所述的航天器姿态确定方法，其特征在于，基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略包括：

所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度大于第一阈值，以使离散化形式的轨道罗盘定姿方法使航天器的三轴姿态估计值在阈值时间内渐进趋向于真实的三轴姿态；

所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度小于第二阈值，以使所述速率陀螺和所述地平仪的输出值中的高频噪声对轨道罗盘定姿方法的抗干扰性能的影响小于阈值干扰。

3.如权利要求2所述的航天器姿态确定方法，其特征在于，基于切比雪夫滤波器，生成所述轨道罗盘定姿方法中的增益系数的最优选取策略还包括：

设置增益系数

K_θ、K_ψ的值，以使所述轨道罗盘定姿方法中的观测器的频带宽度大于第一阈值且小于第二阈值。

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