CN111854764A - 基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统，包括：测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息；通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

Description

基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器定姿技术领域，特别涉及一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统。

背景技术

在现有文献中，有一部分文献对通过星间通讯对合作目标进行类GPS的多航天器协同导航进行了研究，也有一部分文献针对非合作目标，运用陀螺和星间测量信息，结合滤波方法，对非合作目标的相对导航和相对姿态确定进行了研究。可以看出，现有文献都着重对如何运用星间测量信息和星上其它敏感器信息来确定本星和目标星之间的相对姿态进行了研究，而忽略了星间测量信息其实就和星上其它敏感器信息一样，能够在一定程度上反映本星的姿态特征的基本事实，从而忽视了对充分将星间测量信息和星上其它敏感器信息联合起来确定本星的三轴姿态的研究，更没有充分利用本星和目标星之间的星间测量信息确定本星三轴姿态的工程实例。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统，以解决现有的姿态确定精度方法没有充分利用星上有效资源的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，该方法包括：

测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；

将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；

直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息；

通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

可选的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量包括：

航天器本体上的星间测量光电伺服机构测量得到能够使自身视线轴对准目标星的视线俯仰角α和偏航角β，结合航天器自身视线轴在尚未执行对准操作时的在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_init，以及星间测量光电伺服机构的驱动顺序为先j轴后i轴，j轴带动i轴转动，得到视线轴对准目标星后的视线轴在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_m：

P_m＝R_i(angle_i)R_j(angle_j)P_init

其中，i＝y,z，j＝y,z，angle_y＝α，angle_z＝β，且

可选的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相处的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量还包括：

设星间激光载荷测量坐标系的X轴、Y轴、Z轴在卫星本体坐标系下的方向矢量分别为M_x、M_y、M_z，所述星间激光载荷测量坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为激光载荷的安装矩阵：

M_bm＝[M_x M_y M_z]^T

获得卫星本体坐标系下的星间矢量为：

P_b＝M_bmP_m。

可选的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息包括：

计算轨道系下本星和目标星之间的归一化相对位置矢量，包括：

由星上定轨模块提供本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai，以及本星惯性系下目标星的轨道位置R_Bi，计算本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量：

P_ABi＝[R_Bi-R_Ai]；

对所述本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量P_ABi进行归一化，得到uP_ABi；

对本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai进行归一化，得到相应的单位矢量uR_Ai＝[r_x r_y r_z]^T和uV_Ai＝[v_x v_y v_z]^T，并通过计算得到本星惯性系到轨道系的转换矩阵M_Aoi：

M_Aoi[0][0]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_x+(uR_Ai·uR_Ai)v_x；

M_Aoi[0][1]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_y+(uR_Ai·uR_Ai)v_y；

M_Aoi[0][2]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_z+(uR_Ai·uR_Ai)v_z；

M_Aoi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y；

M_Aoi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z；

M_Aoi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x；

M_Aoi[2][0]＝-r_x；

M_Aoi[2][1]＝-r_y；

M_Aoi[2][2]＝-r_z；

由uP_ABi和M_Aoi计算轨道系下本星指向目标星的归一化位置矢量：uP_ABo＝M_AoiuP_ABi。

可选的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息包括：

由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息，以及计算轨道系下其它环境矢量信息；

由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息包括：

所述星上其它敏感器包括磁强计、太阳敏感器及地平仪，所述星上其它敏感器输出相应敏感器单机坐标系中的第一单位矢量uH_m，所述第一单位矢量包括地磁矢量、太阳矢量及地球矢量；

由所述星上其它敏感器的安装方式得到相应的敏感器单机安装矩阵M_bH，根据所述敏感器单机安装矩阵M_bH得到所述本体系下其它矢量信息：

uH_b＝M_bHuH_m；

计算轨道系下其它环境矢量信息包括：

由星上环境矢量确定模块提供轨道系下的第二单位矢量uH_o，所述第二单位矢量包括归一化的地磁矢量、归一化的太阳矢量及归一化的地心矢量。

可选的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合包括：

融合星间矢量和星上其它敏感器信息确定航天器三轴姿态，包括：

V_o1＝uP_ABo，

V_o3＝V_o1×V_o2，

V_b1＝P_b，

V_b3＝V_b1×V_b2，

轨道系到本星的本体坐标系的转换矩阵为：

本星的三轴姿态角为滚动角

俯仰角θ及偏航角ψ，按照以下步骤解算得出：

若M_Abo[1,2]＝1，ψ与θ角取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]＝-1，ψ与θ取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]≠±1，则

θ＝arctan 2(-M_Abo[0,2],M_Abo[2,2]),θ∈(-π,π]，

ψ＝arctan 2(-M_Abo[1,0],M_Abo[1,1]),ψ∈(-π,π]；

当所述星上其它敏感器为地平仪时，直接输出滚动角

和俯仰角θ，偏航角通过以下计算得出：

ψ＝arctan 2[(k1·uP_ABoy-k2·uP_ABox),(k1·uP_ABox+k2·uP_ABoy)]

其中，k1＝cosθ·P_bx+sinθ·P_bz，

本发明还提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定系统，所述基于星间测量信息的航天器姿态确定系统包括：

第一载荷，被配置为测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；

星间矢量模块，被配置为将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；

第二载荷，被配置为直接提供本星星上姿态敏感器的测量信息；

融合模块，被配置为通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

在本发明提供的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统中，通过给出了将星上载荷输出的星间测量信息转换为可以表征航天器姿态特征的星间矢量的方法，并给出了将星间矢量与星上其它敏感器输出信息进行融合以确定航天器三轴姿态的方法，使得星间测量信息能够充分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星间激光通信载荷的卫星的三轴姿态确定，为整星提供一种备份的较高精度的三轴姿态确定方法。

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，多一种的姿态确定方法，就能为航天器的姿态有效控制提供多一层的保障，也就为航天器姿控系统增加一些可靠性，从而，充分利用星上资源，例如星上载荷资源的输出信息进行航天器的三轴姿态确定就显得尤其重要。

目前对星上载荷资源的输出信息的利用着重于对不同航天器之间的相对姿态的确定上，而忽略了在本星相对于参考坐标系(通常为质心轨道坐标系或惯性坐标系)的三轴姿态确定方面的应用。为此，本发明提供一种可充分应用星上载荷输出的星间测量信息实现航天器的较高精度的、而且可以用于工程实际的三轴姿态确定方法。

本发明充分应用星间测量光电伺服机构输出的视线俯仰角和偏航角，基于星间视线轴对准原理，获得了可以表征星体姿态特征的星间矢量；再融合星间矢量和星上其它敏感器的输出信息，给出了能够唯一确定航天器三轴姿态的具体方法。

本发明无需额外增加其它敏感器，只是充分利用星上载荷的输出信息获取能够表征航天器姿态的星间矢量，通过与星上已有敏感器的输出信息进行有效融合，即可实现航天器三轴姿态的较高精度确定，很好地适应了现代商业航天重量轻价格低的要求，而且整套算法原理简单清晰，运算量小，易于在航天器机载计算机中实现，为航天器在轨姿态的实时高精度确定增加了一层备份，为航天器的姿态有效控制增加了一道保障。

附图说明

图1是本发明一实施例的基于星间测量信息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基于星间测量信息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。

发明人发现，在现有文献中，有一部分文献对通过星间通信对合作目标进行类GPS的多航天器协同导航进行了研究，也有一部分文献针对非合作目标，运用陀螺和星间测量信息，结合滤波方法，对非合作目标的相对导航和相对姿态确定进行了研究。可以看出，现有文献都着重对如何运用星间测量信息和星上其它敏感器信息来确定本星和目标星之间的相对姿态进行了研究，而忽略了星间测量信息其实就和星上其它敏感器信息一样，能够在一定程度上反映本星的姿态特征的基本事实，从而忽视了对充分将星间测量信息和星上其它敏感器信息联合起来确定本星的三轴姿态的研究，更没有充分利用本星和目标星之间的星间测量信息确定本星三轴姿态的工程实例。

因此，如何将星间通信载荷获得的星间测量信息转换为姿态确定需要的星间矢量信息，以及如何利用星间矢量信息和星上其它敏感器信息进行航天器的三轴姿态确定，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。

现有技术着重进行了应用星间测量信息进行不同卫星之间相对姿态确定的研究，而忽略了对单星三轴姿态确定的研究，从而未能提出如何应用星间测量信息确定航天器三轴姿态的方法，更缺乏如何将此方法应用到工程实际在轨实时应用中的考虑。

目前技术缺乏如何将星上的星间通信载荷的输出信息转换为可表征航天器姿态特征的星间矢量的方法，难以进一步充分利用星上载荷的输出信息为航天器提供多一种的三轴姿态确定方法。

本发明的核心思想在于提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统，以解决现有的姿态确定精度方法没有充分利用星上有效资源的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统，所述基于星间测量信息的航天器姿态确定系统包括：第一载荷，被配置为测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；星间矢量模块，被配置为将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；第二载荷，被配置为直接提供本星星上姿态敏感器的测量信息；融合模块，被配置为通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

<实施例一>

本发明的实施例提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，如图1所示，所述基于星间测量信息的航天器姿态确定方法包括：测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息；通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

具体的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量包括：航天器本体上的星间测量光电伺服机构测量得到能够使自身视线轴对准目标星的视线俯仰角α和偏航角β，结合航天器自身视线轴在尚未执行对准操作时的在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_init，以及星间测量光电伺服机构的驱动顺序为先j轴后i轴，j轴带动i轴转动，得到视线轴对准目标星后的视线轴在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_m：

P_m＝R_i(angle_i)R_j(angle_j)P_init

其中，i＝y,z，j＝y,z，angle_y＝α，angle_z＝β，且

进一步的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相处的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量还包括：设星间激光载荷测量坐标系的X轴、Y轴、Z轴在卫星本体坐标系下的方向矢量分别为M_x、M_y、M_z，所述星间激光载荷测量坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为激光载荷的安装矩阵：

M_bm＝[M_x M_y M_z]^T

获得卫星本体坐标系下的星间矢量为：

P_b＝M_bmP_m。

另外，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息包括：计算轨道系下本星和目标星之间的归一化相对位置矢量，包括：由星上定轨模块提供本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai，以及本星惯性系下目标星的轨道位置R_Bi，计算本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量：

P_ABi＝[R_Bi-R_Ai]；

对所述本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量P_ABi进行归一化，得到uP_ABi；

对本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai进行归一化，得到相应的单位矢量uR_Ai＝[r_x r_y r_z]^T和uV_Ai＝[v_x v_y v_z]^T，并通过计算得到本星惯性系到轨道系的转换矩阵M_Aoi：

M_Aoi[0][0]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_x+(uR_Ai·uR_Ai)v_x；

M_Aoi[0][1]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_y+(uR_Ai·uR_Ai)v_y；

M_Aoi[0][2]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_z+(uR_Ai·uR_Ai)v_z；

M_Aoi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y；

M_Aoi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z；

M_Aoi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x；

M_Aoi[2][0]＝-r_x；

M_Aoi[2][1]＝-r_y；

M_Aoi[2][2]＝-r_z；

由uP_ABi和M_Aoi计算轨道系下本星指向目标星的归一化位置矢量：uP_ABo＝M_AoiuP_ABi。

具体的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息包括：由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息，以及计算轨道系下其它环境矢量信息；由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息包括：所述星上其它敏感器包括磁强计、太阳敏感器及地平仪，所述星上其它敏感器输出相应敏感器单机坐标系中的第一单位矢量uH_m，所述第一单位矢量包括地磁矢量、太阳矢量及地球矢量；由所述星上其它敏感器的安装方式得到相应的敏感器单机安装矩阵M_bH，根据所述敏感器单机安装矩阵M_bH得到所述本体系下其它矢量信息：

uH_b＝M_bHuH_m；

计算轨道系下其它环境矢量信息包括：由星上环境矢量确定模块提供轨道系下的第二单位矢量uH_o，所述第二单位矢量包括归一化的地磁矢量、归一化的太阳矢量及归一化的地心矢量。

进一步的，在所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法中，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合包括：融合星间矢量和星上其它敏感器信息确定航天器三轴姿态，包括：

V_o1＝uP_ABo，

V_o3＝V_o1×V_o2，

V_b1＝P_b，

V_b3＝V_b1×V_b2，

轨道系到本星的本体坐标系的转换矩阵为：

本星的三轴姿态角为滚动角

俯仰角θ及偏航角ψ，按照以下步骤解算得出：

若M_Abo[1,2]＝1，ψ与θ角取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]＝-1，ψ与θ取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]≠±1，则

θ＝arctan2(-M_Abo[0,2],M_Abo[2,2]),θ∈(-π,π]，

ψ＝arctan2(-M_Abo[1,0],M_Abo[1,1]),ψ∈(-π,π]；

当所述星上其它敏感器为地平仪时，直接输出滚动角

和俯仰角θ，偏航角通过以下计算得出：

ψ＝arctan 2[(k1·uP_ABoy-k2·uP_ABox),(k1·uP_ABox+k2·uP_ABoy)]

其中，k1＝cosθ·P_bx+sinθ·P_bz，

本实施例还提供一种基于星间测量信息的航天器姿态确定系统，所述基于星间测量信息的航天器姿态确定系统包括：第一载荷，被配置为测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；星间矢量模块，被配置为将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；第二载荷，被配置为直接提供本星星上姿态敏感器的测量信息；融合模块，被配置为通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

在本发明提供的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统中，通过给出了将星上载荷输出的星间测量信息转换为可以表征航天器姿态特征的星间矢量的方法，并给出了将星间矢量与星上其它敏感器输出信息进行融合以确定航天器三轴姿态的方法，使得星间测量信息能够充分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星间激光通信载荷的卫星的三轴姿态确定，为整星提供一种备份的较高精度的三轴姿态确定方法。

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，多一种的姿态确定方法，就能为航天器的姿态有效控制提供多一层的保障，也就为航天器姿控系统增加一些可靠性，从而，充分利用星上资源，例如星上载荷资源的输出信息进行航天器的三轴姿态确定就显得尤其重要。

目前对星上载荷资源的输出信息的利用着重于对不同航天器之间的相对姿态的确定上，而忽略了在本星相对于参考坐标系(通常为质心轨道坐标系或惯性坐标系)的三轴姿态确定方面的应用。为此，本发明提供一种可充分应用星上载荷输出的星间测量信息实现航天器的较高精度的、而且可以用于工程实际的三轴姿态确定方法。

本发明充分应用星间测量光电伺服机构输出的视线俯仰角和偏航角，基于星间视线轴对准原理，获得了可以表征星体姿态特征的星间矢量；再融合星间矢量和星上其它敏感器的输出信息，给出了能够唯一确定航天器三轴姿态的具体方法。

本发明无需额外增加其它敏感器，只是充分利用星上载荷的输出信息获取能够表征航天器姿态的星间矢量，通过与星上已有敏感器的输出信息进行有效融合，即可实现航天器三轴姿态的较高精度确定，很好地适应了现代商业航天重量轻价格低的要求，而且整套算法原理简单清晰，运算量小，易于在航天器机载计算机中实现，为航天器在轨姿态的实时高精度确定增加了一层备份，为航天器的姿态有效控制增加了一道保障。

综上，上述实施例对基于星间测量信息的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 (7)

1.一种基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，该方法包括：

测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；

将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；

直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息；

通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

2.如权利要求1所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量包括：

航天器本体上的星间测量光电伺服机构测量得到能够使自身视线轴对准目标星的视线俯仰角α和偏航角β，结合航天器自身视线轴在尚未执行对准操作时的在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_init，以及星间测量光电伺服机构的驱动顺序为先j轴后i轴，j轴带动i轴转动，得到视线轴对准目标星后的视线轴在星间激光载荷测量坐标系中的方向矢量P_m：

P_m＝R_i(angle_i)R_j(angle_j)P_init

其中，i＝y,z，j＝y,z，angle_y＝α，angle_z＝β，且

3.如权利要求2所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，所述基于与星间测量光电设备的视线轴对准相处的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量还包括：

设星间激光载荷测量坐标系的X轴、Y轴、Z轴在卫星本体坐标系下的方向矢量分别为M_x、M_y、M_z，所述星间激光载荷测量坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵为激光载荷的安装矩阵：

M_bm＝[M_x M_y M_z]^T

获得卫星本体坐标系下的星间矢量为：

P_b＝M_bmP_m。

4.如权利要求3所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息包括：

计算轨道系下本星和目标星之间的归一化相对位置矢量，包括：

由星上定轨模块提供本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai，以及本星惯性系下目标星的轨道位置R_Bi，计算本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量：

P_ABi＝[R_Bi-R_Ai]；

对所述本星惯性系下本星指向目标星的归一化位置矢量P_ABi进行归一化，得到uP_ABi；

对本星惯性系下本星的轨道位置R_Ai和速度V_Ai进行归一化，得到相应的单位矢量uR_Ai＝[r_x r_y r_z]^T和uV_Ai＝[v_x v_y v_z]^T，并通过计算得到本星惯性系到轨道系的转换矩阵M_Aoi：

M_Aoi[0][0]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_x+(uR_Ai·uR_Ai)v_x；

M_Aoi[0][1]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_y+(uR_Ai·uR_Ai)v_y；

M_Aoi[0][2]＝-(uR_Ai·uV_Ai)r_z+(uR_Ai·uR_Ai)v_z；

M_Aoi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y；

M_Aoi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z；

M_Aoi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x；

M_Aoi[2][0]＝-r_x；

M_Aoi[2][1]＝-r_y；

M_Aoi[2][2]＝-r_z；

由uP_ABi和M_Aoi计算轨道系下本星指向目标星的归一化位置矢量：uP_ABo＝M_AoiuP_ABi。

5.如权利要求4所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，直接获取本星星上姿态敏感器的测量信息包括：

由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息，以及计算轨道系下其它环境矢量信息；

由星上其它敏感器信息计算本体系下其它矢量信息包括：

所述星上其它敏感器包括磁强计、太阳敏感器及地平仪，所述星上其它敏感器输出相应敏感器单机坐标系中的第一单位矢量uH_m，所述第一单位矢量包括地磁矢量、太阳矢量及地球矢量；

由所述星上其它敏感器的安装方式得到相应的敏感器单机安装矩阵M_bH，根据所述敏感器单机安装矩阵M_bH得到所述本体系下其它矢量信息：

uH_b＝M_bHuH_m；

计算轨道系下其它环境矢量信息包括：

由星上环境矢量确定模块提供轨道系下的第二单位矢量uH_o，所述第二单位矢量包括归一化的地磁矢量、归一化的太阳矢量及归一化的地心矢量。

6.如权利要求5所述的基于星间测量信息的航天器姿态确定方法，其特征在于，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合包括：

融合星间矢量和星上其它敏感器信息确定航天器三轴姿态，包括：

V_o1＝uP_ABo，

V_o3＝V_o1×V_o2，

V_b1＝P_b，

V_b3＝V_b1×V_b2，

轨道系到本星的本体坐标系的转换矩阵为：

本星的三轴姿态角为滚动角

俯仰角θ及偏航角ψ，按照以下步骤解算得出：

若M_Abo[1,2]＝1，ψ与θ角取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]＝-1，ψ与θ取前一时刻角度值近似当前角度，则

θ＝θ_k，ψ＝ψ_k；

若M_Abo[1,2]≠±1，则

θ＝arctan2(-M_Abo[0,2],M_Abo[2,2]),θ∈(-π,π]，

ψ＝arctan2(-M_Abo[1,0],M_Abo[1,1]),ψ∈(-π,π]；

当所述星上其它敏感器为地平仪时，直接输出滚动角

和俯仰角θ，偏航角通过以下计算得出：

ψ＝arctan2[(k1·uP_ABoy-k2·uP_ABox),(k1·uP_ABox+k2·uP_ABoy)]

其中，k1＝cosθ·P_bx+sinθ·P_bz，

7.一种基于星间测量信息的航天器姿态确定系统，其特征在于，所述基于星间测量信息的航天器姿态确定系统包括：

第一载荷，被配置为测量本星和目标星的轨道信息，获取本星与目标星之间的相对位置信息；

星间矢量模块，被配置为将与星间测量光电设备的视线轴对准相关的参数转换为表征航天器姿态特征的星间矢量；

第二载荷，被配置为直接提供本星星上姿态敏感器的测量信息；

融合模块，被配置为通过双矢量定姿，将所述相对位置信息、所述星间矢量和所述测量信息进行融合，形成航天器姿态信息，根据所述航天器姿态信息进行航天器三轴姿态确定。

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