CN112082574B - 星敏感器的校正方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种星敏感器的校正方法及系统，包括：根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数；根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器相对安装误差校正矩阵系数进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度。

Description

星敏感器的校正方法及系统

技术领域

本发明涉及卫星姿态确定技术领域，特别涉及一种星敏感器的校正方法及系统。

背景技术

星敏感器主要用于输出星敏测量坐标系相对于惯性系的三轴姿态，作为当前卫星姿态敏感器中，测量信息较为准确的一种敏感器，已大量在各类导航卫星、遥感卫星、通信卫星、气象卫星、天文观测卫星等卫星中得到了大量的应用，已经成为各类航天器的一种标配敏感器。星敏感器的测量误差主要包括几类：星敏感器自身的测量误差、星敏感器的时延误差、星敏感器相对于载荷或整星基准的安装误差。其中星敏感器的自身测量误差包括低频误差、高频误差和等效误差角误差，这些误差又是由于星敏的星表误差、AD转换误差、暗电流、电路散粒噪声等各种因素造成，星敏感器自身测量合成误差又表现为绕光轴误差，垂直光轴方向误差，其中绕光轴误差比垂直光轴误差大约5～20倍；星敏的时延误差是由于星敏计算姿态的曝光时刻距离当前卫星的定姿时刻存在时间延迟，该延迟在几十毫秒到几百毫秒左右，对于一些惯性定向卫星影响不明显，但对于一些对地观测定向卫星影响较大；星敏感器相对于载荷或整星基准的安装误差主要是由于机械加工、安装工艺、入轨力学冲击振动影响造成星敏感器测量系相对于载荷或整星基准存在一个安装矩阵偏差，也因此对于安装有多个星敏感器的卫星而言，其相对安装矩阵也存在安装矩阵偏差，此外星敏感器安装舱板以及星敏感器自身机械结构受到不同热环境、热梯度的影响，星敏感器测量系相对于载荷或整星基准以及星敏感器之间的相对安装矩阵是变化的，该变化表现为一个慢变低频漂移。

现有的卫星星敏感器定姿的技术中，已经考虑了通过双星敏校正星敏绕光轴方向精度的影响、通过星敏相对安装矩阵的实时校正以及星敏测量时延的校正技术，现有的双星敏校正星敏绕光轴方向精度的技术方案主要考虑星敏相对安装无误差的情况，数学仿真表明星敏间的相对安装误差存在的情况下，双星敏的定姿结果中不仅仅带有星敏的测量噪声还存在相对安装误差的分量，因此双星敏定姿时应考虑星敏相对安装误差的影响消除。另一方面，时间延迟对于双星敏的测量精度也有影响，因此在双星敏校正计算过程中还应考虑时间延迟对于双星敏定姿精度的影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星敏感器的校正方法及系统，以解决现有的星敏感器的校正方法精度不足的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种星敏感器的校正方法，包括：

根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；

在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数；

根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器相对安装误差校正矩阵系数进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度。

可选的，在所述的星敏感器的校正方法中，根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响包括：

将第一星敏的陀螺测量的角速度信息转化为星敏相对J2000系的角速度，进行陀螺积分，修正星敏时间延迟对星敏测量精度的影响，包括：

根据当前星上时间T_determine及星敏返回的曝光时间T_st计算星敏曝光时刻距离当前定姿时刻的时间差△t，则

△t＝T_determine-T_st

将陀螺测量获得本体系相对于惯性系的角速度ω_{bi_b}转化为该星敏测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}：

ω_{mi_A}＝A_{mb_A}·ω_{bi_b}

其中：A_{mb_A}为卫星本体系到该星敏测量系的安装矩阵，根据角速度模值，计算角度增量△θ＝|ω_{mi_A}|·△t

其中Ω为姿态四元素运动学里的耦合矩阵，由星敏测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}确定，根据该星敏测量系相对于J2000系的姿态四元素Q_{mi_starA}，以及陀螺积分计算校正星敏时延后的姿态四元素Q_{mi_A}：

根据校正之后的星敏测量系相对于J2000系的姿态四元素计算J2000系到该星敏测量系的姿态矩阵A_{mi_A}以及其转置A_{im_A}＝A_{mi_A} ^T，其中：

可选的，在所述的星敏感器的校正方法中，根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器相对安装误差校正矩阵系数进行双星敏感器的姿态校正包括：

第一星敏光轴矢量在第一星敏测量系中表示为L_mA＝[0 0 1]^T；

第二星敏光轴矢量在第二星敏测量系中表示为L_mB＝[0 0 1]^T；

计算J2000系中星敏的光轴矢量：

L_iA＝A_{im_A}·L_mA

L_iB＝A_{im_B}·L_mB

其中：

L_iA为第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

L_iB为第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

根据星敏安装矩阵校正系数矩阵A_εA和A_εB计算本体系中星敏的光轴矢量：

L_bA＝A_{bm_A}·A_εA·L_mA

L_bB＝A_{bm_B}·A_εB·L_mB

其中：

L_bA为第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

L_bB为第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

由双矢量算法计算姿态过渡矩阵：

V_i1＝L_iA                   V_b1＝L_bA

V_i3＝V_i1×L_i2               V_b3＝V_b1×L_b2

M_i＝[V_i1 V_i2 V_i3]           M_b＝[V_b1 V_b2 V_b3]

其中：

V_i1为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

V_i2为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量与第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_i3为利用V_i1与V_i2叉乘计算得到的矢量；

V_i1、V_i2与V_i3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_i；

V_b1为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

V_b2为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量与第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_b3为利用V_b1与V_b2叉乘计算得到的矢量；

V_b1、V_b2与V_b3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_b；

根据：M_b＝A_biM_i，可获得姿态矩阵计算为：

A_bi＝M_bM_i ^T。

可选的，在所述的星敏感器的校正方法中，在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数包括：

设置其中一台星敏的安装没有误差，作为主星敏，根据两个星敏理论测量信息计算得到的卫星本体系相对于J2000系的姿态矩阵相等，计算获得另外一台星敏相对于主星敏的安装误差矩阵：

A_{bi_A}＝A_{bi_B}

A_{bi_B}＝A_{bm_B}A_eeBA_{mi_B}

其中，A_{bi_A}和A_{bi_B}分别为主星敏与另一星敏理论测量信息计算得到的卫星本体系相对J2000系的姿态矩阵；

A_{bm_B}为另一星敏测量系到本体系的安装矩阵，A_eeB为另一星敏测量系到本体系安装矩阵与真实姿态安装矩阵的误差，A_{mi_B}为另一星敏测量系相对J2000系的姿态矩阵。

可选的，在所述的星敏感器的校正方法中，在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数还包括：

根据A_{bi_A}和A_{bi_B}相等，则

而：

则

可选的，在所述的星敏感器的校正方法中，还包括：

在轨情况下，设置第一星敏为主星敏，获得第一星敏误差校正矩阵校正后的姿态矩阵：

A_{bi_A}＝A_{bm_A}·A_εA·A_{mi_A}

在轨情况下，对于第一星敏安装矩阵校正，若存在载荷与第一星敏联合标定时，计算出其误差校正矩阵，则A_εA非单位阵，否则A_εA为单位阵；

计算第二星敏相对于第一星敏的安装矩阵误差校正系数：

计算星敏标定系数累加和：

cntSTR＝cntSTR+1

判断是否更新第二星敏校正系数：

当cntSTR＞＝cntSTRFlag，则e₁、e₂、e₃进行一次更新，每隔cntSTRFlag次更新一次系数，其中cntSTRFlag为标定计算次数阈值，可根据不同的时间间隔及控制周期设置；

cntSTR＝0

否则，第二星敏校正系数不更新，cntSTR不清零，第二星敏校正系数初始值由地面指令上注指定或初始化为零。

本发明还提供一种星敏感器的校正系统，包括：

时间延迟校正模块，被配置为根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；

矩阵系数计算模块，被配置为在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数；

绕光轴精度校正模块，被配置为根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器相对安装误差校正矩阵系数进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度。

在本发明提供的星敏感器的校正方法及系统中，针对星敏感器定姿，提出一种利用星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；然后利用两台星敏的修正时延后测量信息，以及安装误差校正矩阵进行双星敏姿态校正，改善星敏感器绕光轴的测量精度。另外提出了一种星敏感器安装误差校正矩阵系数的在轨实时计算方法，该方法可较好计算获得安装误差校正矩阵系数，且可以在轨实时校正由于星敏感器的结构热弹引起的星敏感器之间相对安装误差的慢变漂移。通过时延校正、星敏感器相对安装误差校正系数实时计算、双星敏校正进一步提高卫星姿态控制系统的姿态确定精度，避免时间延迟、结构慢变热弹、星敏绕光轴误差对姿态确定精度的影响。

附图说明

图1是本发明一实施例星敏感器的校正方法及系统示意图；

图2是本发明仿真分析：卫星对地定向情况下，修正安装矩阵和校正时延后的定姿效果；

图3是本发明仿真分析：卫星对地定向情况下，修正安装矩阵但未校正时延的定姿效果；

图4是本发明仿真分析：卫星对地定向情况下，校正时延但未修正安装矩阵时的定姿效果；

图5是本发明仿真分析：卫星对地定向情况下，星敏A定姿精度；

图6是本发明仿真分析：卫星对地定向情况下，星敏B定姿精度。

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星敏感器的校正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。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种星敏感器的校正方法及系统，以解决现有的星敏感器的校正方法精度不足的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种星敏感器的校正方法及系统，包括：时间延迟校正模块，被配置为根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；矩阵系数计算模块，被配置为在轨实时计算星敏感器相对安装误差校正矩阵系数；绕光轴精度校正模块，被配置为根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器相对安装误差校正矩阵系数进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度。

本发明涉及星敏感器姿态确定领域，特别涉及修正星敏时延、安装及敏感器间慢变误差、绕光轴误差的实时在轨校正方法。针对星敏感器定姿，提出一种利用星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响；然后利用两台星敏的修正时延后测量信息，以及安装误差校正矩阵进行双星敏姿态校正，改善星敏感器绕光轴的测量精度。另外提出了一种星敏感器安装误差校正矩阵系数的在轨实时计算方法，该方法可较好计算获得安装误差校正矩阵系数，且可以在轨实时校正由于星敏感器的热弹引起的星敏感器之间相对安装误差的慢变漂移。通过时延校正、星敏感器相对安装误差校正系数实时计算、双星敏校正进一步提高卫星姿态控制系统的姿态确定精度，避免时间延迟、结构慢变热弹、星敏绕光轴误差对姿态确定精度的影响。

在本发明的一个实施例中，星敏感器的时间延迟校正包括：首先进行星敏时延校正(以星敏A为例)，将陀螺测量得到的角速度信息转化到星敏相对J2000系的角速度，再进行陀螺积分修正星敏时间延迟对星敏测量精度的影响。

根据当前星上时间T_determine及星敏返回的曝光时间T_st计算星敏曝光时刻距离当前定姿时刻的时间差△t，则

△t＝T_determine-T_st

将本体系相对于惯性系的角速度ω_{bi_b}(陀螺测量获得)转化到星敏A测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}，也即：

ω_{mi_A}＝A_{mb_A}·ω_{bi_b}

其中A_{mb_A}为卫星本体系到星敏A测量系的安装矩阵，根据角速度模值，计算角度增量△θ＝|ω_{mi_A}|·△t

其中：Ω为姿态四元素运动学里的耦合矩阵，由星敏测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}确定，根据星敏A原始测量四元素信息(Q_{mi_starA}，星敏A测量系相对于J2000系的姿态四元素)和陀螺积分计算校正星敏时延后的姿态四元素Q_{mi_A}：

利用校正之后的星敏测量系相对于J2000系的姿态四元素可以计算J2000系到星敏A测量系的姿态矩阵A_{mi_A}以及其转置A_{im_A}＝A_{mi_A} ^T，其中：

同理可以计算星上其他各个星敏时延校正后的星敏测量系相对于J2000系的姿态四元素，以及其对应的姿态矩阵。

在本发明的一个实施例中，双星敏校正包括：以星敏AB双星敏定姿为例。

星敏A光轴矢量在星敏A测量系表示为L_mA＝[0 0 1]^T

星敏B光轴矢量在星敏B测量系表示为L_mB＝[0 0 1]^T

计算J2000系中星敏的光轴矢量：

L_iA＝A_{im_A}·L_mA

L_iB＝A_{im_B}·L_mB

其中：

L_iA为第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

L_iB为第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量；利用星敏安装矩阵校正系数矩阵A_εA和A_εB计算本体系中星敏的光轴矢量：

L_bA＝A_{bm_A}·A_εA·L_mA

L_bB＝A_{bm_B}·A_εB·L_mB

其中：

L_bA为第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

L_bB为第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

由双矢量算法计算姿态过渡矩阵：

V_i1＝L_iA                    V_b1＝L_bA

V_i3＝V_i1×L_i2                V_b3＝V_b1×L_b2

M_i＝[V_i1 V_i2 V_i3]            M_b＝[V_b1 V_b2 V_b3]

其中：

V_i1为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

V_i2为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量与第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_i3为利用V_i1与V_i2叉乘计算得到的矢量；

V_i1、V_i2与V_i3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_i；

V_b1为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

V_b2为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量与第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_b3为利用V_b1与V_b2叉乘计算得到的矢量；

V_b1、V_b2与V_b3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_b

根据：M_b＝A_biM_i，获得姿态矩阵计算为：

A_bi＝M_bM_i ^T。

在本发明的一个实施例中，星敏安装矩阵系数在轨自主校正包括：(以双星敏AB校正为例)

校正机理：

理论情况下两个星敏计算的得到的卫星本体系相对于J2000系的安装应该是相等的，因此利用这个关系式以其中一台星敏作为主星敏(假设其安装没有误差)，可以计算获得另外一台星敏相对于该星敏的安装误差矩阵。

利用以下表达式：

A_{bi_A}＝A_{bi_B}

A_{bi_B}＝A_{bm_B}A_eeBA_{mi_B}

其中假设星敏A为主星敏，A_{bi_A}和A_{bi_B}分别为星敏A与星敏B理论测量信息计算得到卫星本体系相对J2000系的姿态矩阵，理论下两者是相等的，A_{bm_B}为星敏B测量系到本体系的安装矩阵，该矩阵由于存在安装误差、结构热弹等因素与真实的姿态安装矩阵是存在差异的，而该差异表现为A_eeB，A_{mi_B}为星敏B测量系相对J2000系的姿态矩阵。

得到：

而：

可以计算得到

在本发明的一个实施例中，在轨校正，在轨情况下由于卫星结构温度变化诱发的热弹影响，星敏之间的相对安装位置存在缓慢的漂移的变化，星敏安装矩阵修正参数的在轨维护受测控圈次、地面参数计算等多种因素无法做到快速校正参数注入，实时性差，因此可以采用本发明的在轨参数自主校正方法进行在轨计算。包括：

一、在轨情况下，首先获得经过星敏A误差校正矩阵校正后的姿态矩阵。

A_{bi_A}＝A_{bm_A}·A_εA·A_{mi_A}

在轨情况下，对于主星敏也即星敏A的安装矩阵校正，若存在载荷与星敏A联合标定时，可以计算出其误差校正矩阵，此时A_εA非单位阵，否则A_εA为单位阵。

二、计算星敏B相对于星敏A的安装矩阵误差校正系数：

三、计算星敏标定系数累加和：

cntSTR＝cntSTR+1

四、判断是否更新星敏B校正系数：

当cntSTR＞＝cntSTRFlag，则e₁、e₂、e₃进行一次更新，也即每隔cntSTRFlag次(建议约100s)更新一次系数。其中cntSTRFlag为标定计算次数阈值，可根据不同的时间间隔及控制周期设置。

cntSTR＝0

否则，星敏B校正系数不更新，cntSTR不清零，星敏B校正系数初始值可由地面指令上注指定，也可以初始化为零。

需要说明的是，星敏安装校正矩阵系数的计算需要考虑星敏A与星敏B数据同时有效，且由于单一星敏定姿使用星数的不同其定姿误差也不同，其定姿精度满足

的关系，也即定姿使用星数越多，定姿精度越高，因此为了使得星敏A与星敏B均在其定姿效果较好时才进行星敏B与星敏A的安装校正矩阵系数计算，星敏A与星敏B定姿使用星数需大于某一阈值后方可进行，可建议设置为8颗，当星敏定姿使用星数大于8颗后对同一星敏的定姿精度影响不大。

整个流程可以表示如图1所示：

本发明的实施例提供了仿真验证，其中仿真用例为：星敏A测量精度为X/Y向3.5角秒，Z向24角秒。

星敏A安装矩阵：

星敏A常值安装误差：[80 -80 100]角秒；

星敏A时延设置：0.25s；

星敏B测量精度：X/Y：3.5角秒，Z：24角秒；

星敏B安装矩阵：

星敏A常值安装误差：[330 460 480]角秒；

星敏A时延设置：0.2s；

星敏AB之间夹角理论夹角为72.86°。

卫星轨道高度为505km，太阳同步轨道，降交点地方时为9:30，仿真过程中卫星保持对地定向。

星敏感器仿真的结果如图2～6所示，图2为在进行星敏时间延迟以及星敏相对安装误差修正的情况下的双星敏校正，双星敏定姿的结果表明：三轴测量精度约为3.5角秒，其中星敏定姿误差定义为星敏确定的卫星本体系相对于J2000系姿态角与动力学输出的真实的卫星本体系与J2000系之间的误差，下同。

图3为仅进行星敏相对安装误差修正，但没有进行测量时间延迟校正情况下的双星敏定姿结果，双星敏定姿结果表明，滚动和偏航姿态定姿精度约为3.5角秒，但俯仰姿态定姿均值约为-46角秒，考虑到星敏A时间延迟为0.25s，星敏B时间延迟为0.2s，则时间延迟的理论值约为0.063*0.2*3600＝45.36角秒，俯仰定姿结果表明，时间延迟对定姿影响与仿真结果比较接近。

图4为仅进行测量时间延迟校正，但为进行安装矩阵误差修正的双星敏定姿结果，双星敏定姿结果表明，滚动、俯仰、偏航方向均存在与轨道周期有关的误差，由于存在星敏安装矩阵误差，以及卫星维持对地定向方式，因此由于安装误差引起三轴双星敏定姿姿态会随着轨道位置周期性变化，当卫星保持惯性定向时，三轴双星敏定姿误差均表现为某一值上下浮动。

图5和图6分别为星敏A和星敏B不考虑星敏时间延迟影响和安装矩阵误差影响时的定姿结果，星敏A相对卫星正装，光轴沿卫星Y轴，星敏A惯性定姿结果中俯仰轴表现为星敏光轴的测量精度，约为24角秒，而星敏A的滚动和偏航轴不受轨道影响，定姿精度约为3.5角秒。星敏B没有相对卫星正装，其光轴方向在卫星本体系三个方向均有不为0的分量，因此卫星保持三轴对地定向时，星敏B三轴测量精度随轨道位置变化而变化。

本发明针对双星敏校正星敏绕光轴方向精度差、星敏相对安装矩阵存在误差，以及星敏存在测量时延问题，本技术方案采取了以下方式解决该问题：

一、通过星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺信息，利用陀螺积分计算星敏感器当前定姿时刻星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素，校正时延对星敏测量精度的影响；

二、通过引入星敏感器安装矩阵校正消除星敏感器间的相对安装矩阵误差，从而改善双星敏的绕光轴定姿精度，该方式还可以将从星敏的定姿精度校正为与主星敏的定姿精度一致。

三、本发明提出了一种新的相对安装矩阵误差参数得计算方式，利用了安装矩阵误差参数构造相对安装矩阵，计算精度高，从而为确保双星敏校正定姿精度不受星敏相对安装矩阵慢变漂移的影响。

本发明针对双星敏校正星敏绕光轴方向精度差、星敏相对安装矩阵存在误差，以及星敏存在测量时延问题，具有以下优点：

一、采用陀螺积分校正星敏延时，消除星敏时间延迟带来的定姿精度影响。

二、引入星敏安装矩阵校正消除星敏感器间的相对安装矩阵误差，避免星敏间相对安装误差造成对双星敏的定姿精度影响，进而确保双星敏提高绕光轴方向姿态确定精度。

三、星敏的安装矩阵修正可以在轨实时计算也可以地面上注该参数进行双星敏修正。

四、星敏的安装误差校正可实现将所有从星敏的姿态测量结果校正为与主星敏的姿态结果一致，即使仅进行单星敏定姿时，由于星敏受地气光影响、受太阳异常或自身故障引起当前星敏定姿切换为其他星敏定姿时不会发生姿态抖动及控制抖动。

五、在可进行卫星载荷及星敏联合标定的前提下，提供了主星敏相对载荷或卫星基准的相对安装矩阵误差校正接口，主星敏的安装误差校正参数可通过地面上注，其他星敏(从星敏)相对主星敏的安装误差校正参数可以实时计算，最终将所有星敏与卫星载荷或某一参考基准的相对安装矩阵误差消除，实现星上所有星敏定姿参数校正为与载荷坐标系相对J2000系的姿态四元素一致(仅带有星敏自身测量误差)，然后再利用非平行双星敏定姿提高绕光轴的测量结果。

本发明提出的方案已经成功应用于多颗科学对地观测卫星的姿态确定设计中。

综上，上述实施例对星敏感器的校正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 (6)

1.一种星敏感器的校正方法，其特征在于，包括：

根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，利用陀螺积分校正星敏曝光时间相对当前定姿时刻的延迟对星敏感器测量精度的影响；

在轨实时计算星敏感器相对安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数；

根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器安装矩阵的校正系数矩阵进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度；

根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，校正时间延迟对星敏感器测量精度的影响包括：

将第一星敏的陀螺测量的角速度信息转化为星敏相对J2000系的角速度，进行陀螺积分，修正星敏时间延迟对星敏测量精度的影响，包括：

根据当前星上时间T_determine及星敏返回的曝光时间T_st计算星敏曝光时刻距离当前定姿时刻的时间差Δt，则

Δt＝T_determine-T_st

将陀螺测量获得本体系相对于惯性系的角速度ω_{bi_b}转化为该星敏感器测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}：

ω_{mi_A}＝A_{mb_A}·ω_{bi_b}

其中：A_{mb_A}为卫星本体系到该星敏感器测量系的安装矩阵，根据角速度模值，计算角度增量Δθ＝|ω_{mi_A}|·Δt

其中：Ω为姿态四元素运动学里的耦合矩阵，由星敏感器测量系相对于J2000系的角速度ω_{mi_A}确定，根据星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素Q_{mi_starA}，以及陀螺积分计算校正星敏时延后的姿态四元素Q_{mi_A}：

根据校正之后的星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素Q_{mi_A}计算J2000系到该星敏感器测量系的姿态矩阵A_{mi_A}以及其转置A_{im_A}＝A_{mi_A} ^T，其中：

2.如权利要求1所述的星敏感器的校正方法，其特征在于，根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器安装矩阵的校正系数矩阵进行双星敏感器的姿态校正包括：

第一星敏光轴矢量在第一星敏测量系中表示为L_mA＝[0 0 1]^T；

第二星敏光轴矢量在第二星敏测量系中表示为L_mB＝[0 0 1]^T；

计算J2000系中星敏的光轴矢量：

L_iA＝A_{im_A}·L_mA

L_iB＝A_{im_B}·L_mB

其中：

L_iA为第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

L_iB为第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

根据星敏安装矩阵的校正系数矩阵A_εA和A_εB计算本体系中星敏的光轴矢量：

L_bA＝A_{bm_A}·A_εA·L_mA

L_bB＝A_{bm_B}·A_εB·L_mB

其中：

L_bA为第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

L_bB为第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

由双矢量算法计算姿态过渡矩阵：

V_i1＝L_iA                    V_b1＝L_bA

V_i3＝V_i1×L_i2               V_b3＝V_b1×L_b2

M_i＝[V_i1 V_i2 V_i3]           M_b＝[V_b1 V_b2 V_b3]

其中：

V_i1为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量；

V_i2为利用第一星敏光轴描述在J2000系下的矢量与第二星敏光轴描述在J2000系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_i3为利用V_i1与V_i2叉乘计算得到的矢量；

V_i1、V_i2与V_i3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_i；

V_b1为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量；

V_b2为利用第一星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量与第二星敏光轴描述在卫星本体系下的矢量的叉乘矢量，然后再归一化；

V_b3为利用V_b1与V_b2叉乘计算得到的矢量；

V_b1、V_b2与V_b3两两正交，共同构造得到了姿态过渡矩阵M_b；

根据：M_b＝A_biM_i，获得姿态矩阵计算为：

A_bi＝M_bM_i ^T。

3.如权利要求2所述的星敏感器的校正方法，其特征在于，在轨实时计算星敏感器相对安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数包括：

设置其中一台星敏的安装没有误差，作为主星敏，根据两个星敏理论测量信息计算得到的卫星本体系相对于J2000系的姿态矩阵相等，计算获得另外一台星敏相对于主星敏的安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数：

A_{bi_A}＝A_{bi_B}

A_{bi_B}＝A_{bm_B}A_eeBA_{mi_B}

其中，A_{bi_A}和A_{bi_B}分别为主星敏与另一星敏理论测量信息计算得到的卫星本体系相对J2000系的姿态矩阵；

A_{bm_B}为另一星敏感器测量系到本体系的安装矩阵，A_eeB为另一星敏感器测量系到本体系安装矩阵与真实姿态安装矩阵的误差，A_{mi_B}为另一星敏感器测量系相对J2000系的姿态矩阵。

4.如权利要求3所述的星敏感器的校正方法，其特征在于，在轨实时计算星敏感器相对安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数还包括：

根据两星敏计算得到的姿态矩阵A_{bi_A}和A_{bi_B}相等，

而：

则安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数

5.如权利要求4所述的星敏感器的校正方法，其特征在于，还包括：

在轨情况下，设置第一星敏为主星敏，获得第一星敏经安装矩阵的校正系数矩阵校正后的姿态矩阵：

A_{bi_A}＝A_{bm_A}·A_εA·A_{mi_A}

在轨情况下，对于第一星敏安装矩阵校正，若存在载荷与第一星敏联合标定时，计算出安装矩阵的校正系数矩阵A_εA，A_εA非单位阵，否则A_εA为单位阵；

计算第二星敏相对于第一星敏的安装矩阵的校正系数矩阵的的校正系数e₁ ^*、e^* ₂、e^* ₃：

计算安装矩阵的校正系数矩阵的的校正系数累加和：

cntSTR＝cntSTR+1

判断是否更新第二星敏安装矩阵的校正系数矩阵A_τB的校正系数e₁、e₂、e₃：

当cntSTR>＝cntSTRFlag，则e₁、e₂、e₃进行一次更新，每隔cntSTRFlag次更新一次系数，其中cntSTRFlag为标定计算次数阈值，可根据不同的时间间隔及控制周期设置；

cntSTR＝0

否则，第二星敏安装矩阵的校正系数矩阵A_τB的校正系数e₁、e₂、e₃不更新，cntSTR不清零，第二星敏校正系数初始值由地面指令上注指定或初始化为零。

6.一种实施如权利要求1所述方法的星敏感器的校正系统，其特征在于，包括：

时间延迟校正模块，被配置为根据星敏曝光时刻、当前定姿时刻以及陀螺测量信息进行陀螺积分，修正星敏感器测量系相对于J2000系的姿态四元素信息，利用陀螺积分校正星敏曝光时间相对当前定姿时刻的延迟对星敏感器测量精度的影响；

矩阵系数计算模块，被配置为在轨实时计算星敏感器相对安装矩阵的校正系数矩阵的校正系数；

绕光轴精度校正模块，被配置为根据两台星敏感器的校正时间延迟后的测量信息，以及星敏感器安装矩阵的校正系数矩阵进行双星敏感器的姿态校正，以提高星敏感器绕光轴的测量精度。

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