CN112660419B - 一种重力卫星质心在轨标定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种重力卫星质心在轨标定方法及系统。该方法包括：根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态；根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数；获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据；获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据；将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。本发明可以提高质心标定的效率。

Description

一种重力卫星质心在轨标定方法及系统

技术领域

本发明涉及卫星测量领域，特别是涉及一种重力卫星质心在轨标定方法及系统。

背景技术

卫星重力测量技术可以克服地面连续重力观测站点相对比较少，高精度重复重力观测比较耗时，难以获得连续的时变重力场信息的缺点，具有全天候、全球覆盖、精度均匀等优点。

质心标定作为重力卫星在轨运行期间重要的测试步骤，决定了非保守力得测量精度，是获取高精度地球重力场的关键。卫星质心在轨标定，通过卫星平台进行指定姿态旋转机动，当卫星质心与加速度计所在位置不重合时，利用卫星的姿态运动在加速度计所在位置产生的平动加速度来估计相应的质心偏差。但是，一般的卫星质心标定方法需要在三个方向上各做一次标定才能得到质心偏差的结果，这对卫星控制和飞行状态提出了较高要求，导致标定效率低。

发明内容

本发明的目的是提供一种重力卫星质心在轨标定方法及系统，利用一次标定过程就能获取重力卫星的质心，提高标定效率。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种重力卫星质心在轨标定方法，包括：

根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态；

根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数；

获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据；

获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据；

将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；

根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。

可选的，所述根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态，具体包括：

将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴；

当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；

当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；

当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。

可选的，所述根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数，具体包括：

调节星载磁力矩器产生角加速度信号的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz且波形为方波或者正弦波。

可选的，所述获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据，具体包括：

获取所述加速度计在三个方向的平动加速度；所述三个方向分别为俯仰方向、偏航方向和翻滚方向。

可选的，所述将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值，具体包括：

确定所述加速度计在三个方向的测量精度；

根据所述加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵；

利用公式

对所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到所述偏差估计值；其中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；P为权矩阵；

为加速度输出的加速度数据；所述航天器的姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量；参数

可选的，所述将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值，之后还包括：

利用公式

确定质心偏差的估计精度；其中，σ为所述加速度计在三个方向的测量精度组成的向量；

为协方差矩阵，所述协方差矩阵的对角线表示三个方向对应的质心偏差的估计精度。

本发明还提供一种重力卫星质心在轨标定系统，包括：

姿态初始状态调整模块，用于根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态；

星载磁力矩器参数调节模块，用于根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数；

加速度数据获取模块，用于获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据；

姿态数据获取模块，用于获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据；

偏差估计模块，用于将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；

标定模块，用于根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。

可选的，所述姿态初始状态调整模块，具体包括：

坐标轴确定单元，用于将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴；

姿态初始调整单元，用于当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。

可选的，所述星载磁力矩器参数调节模块，具体包括：

参数调节单元，用于调节星载磁力矩器产生角加速度信号的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz且波形为方波或者正弦波。

可选的，所述偏差估计模块，具体包括：

加速度计测量精度确定单元，用于确定所述加速度计在三个方向的测量精度；所述三个方向分别为俯仰方向、偏航方向和翻滚方向；

权矩阵构建单元，用于根据所述加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵；

偏差估计单元，用于利用公式

对所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到所述偏差估计值；其中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；P为权矩阵；

为加速度输出的加速度数据；所述航天器的姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量；参数

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明通过调整重力卫星的姿态初始状态，利用磁力矩器产生相应的角加速度信号对重力卫星质心进行在轨标定，只需一次标定即可完成重力卫星质心的标定，提高的标定效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明重力卫星质心在轨标定方法的流程示意图；

图2为本发明磁力矩器方波信号产生的角加速度和角速度的示意图；

图3为本发明磁力矩器正弦波信号产生的角加速度和角速度的示意图；

图4为本发明重力卫星质心在轨标定系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明重力卫星质心在轨标定方法的流程示意图。如图1所示，本发明重力卫星质心在轨标定方法包括：

步骤100：根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态。首先，将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴。然后，根据一次标定的标定方向设置重力卫星的姿态初始状态。当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。例如，此时俯仰方向、偏航方向和翻滚方向可以依次为x轴方向、y轴方向和z轴方向。

步骤200：根据重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数。当采用上述姿态初始状态时，磁力矩器将产生相应的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz的方波或者正弦波角加速度信号。产生的信号示意图如图2和图3所示。

步骤300：获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据。基于磁力矩器产生的角加速度信号，测量加速度计的加速度数据，该加速度数据为三个方向的平动加速度，用

表示加速度计的平动加速度输出。

步骤400：获取重力卫星测量的航天器的姿态数据。姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

由星敏感器和陀螺仪测量得到。

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量。

步骤500：将加速度数据和航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与重力卫星质心之间的偏差估计值。

当加速度计没有安装在航天器的质心位置，这导致加速度计的平动测量数据中不光包括非保守力的作用，还包括所在位置受到的由于旋转引入的向心加速度和切向加速度。此时，加速度计的平动输出

为

其中

为向心加速度，

为切向加速度。

为加速度计与航天器质心之间的偏差，即

为非保守力，由加速度计测量得到，在0.1Hz的条件下，此信号在测量频带外。将

和

代入上式展开后，可得质心标定的基础数学模型为：

另外，考虑到加速度计在三个方向的测量精度不同，根据加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵，权矩阵为加速度计在三个方向的测量噪声构成，用P表示：

其中，p₁、p₂和p₃分别表示三个方向测量精度之间的比值。假设x方向为非灵敏轴，测量精度为σ_x＝1×10^-9m/s²/Hz^1/2，y和z方向为灵敏轴，测量精度σ_y和σ_z为3×10^-10m/s²/Hz^{1 /2}，则此时p₁、p₂和p₃分别为10、3和3。

基于上述公式，可以得到对加速度数据和航天器的姿态数据进行最小二乘拟合的公式为：

式中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值。

步骤600：根据加速度计的位置和偏差估计值，标定重力卫星质心。

还可以基于上述公式，进一步对质心偏差的估计精度进行计算，公式如下：

σ为所述加速度计在三个方向的测量精度组成的向量；

为协方差矩阵，所述协方差矩阵的对角线表示三个方向对应的质心偏差的估计精度。

基于上述重力卫星质心在轨标定方法，本发明还提供一种重力卫星质心在轨标定系统，图4为本发明重力卫星质心在轨标定系统的结构示意图。如图4所示，本发明重力卫星质心在轨标定系统包括：

姿态初始状态调整模块401，用于根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态。

星载磁力矩器参数调节模块402，用于根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数。

加速度数据获取模块403，用于获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据。

姿态数据获取模块404，用于获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据。

偏差估计模块405，用于将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值。

标定模块406，用于根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。

作为具体实施例，本发明的重力卫星质心在轨标定系统中，所述姿态初始状态调整模块401，具体包括：

坐标轴确定单元，用于将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴。

姿态初始调整单元，用于当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。

作为具体实施例，本发明的重力卫星质心在轨标定系统中，所述星载磁力矩器参数调节模块402，具体包括：

参数调节单元，用于调节星载磁力矩器产生角加速度信号的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz且波形为方波或者正弦波。

作为具体实施例，本发明的重力卫星质心在轨标定系统中，所述偏差估计模块405，具体包括：

加速度计测量精度确定单元，用于确定所述加速度计在三个方向的测量精度；所述三个方向分别为俯仰方向、偏航方向和翻滚方向。

权矩阵构建单元，用于根据所述加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵。

偏差估计单元，用于利用公式

对所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到所述偏差估计值；其中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；P为权矩阵；

为加速度输出的加速度数据；所述航天器的姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量；参数

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，由于其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。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种重力卫星质心在轨标定方法，其特征在于，包括：

根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态；

根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数；

获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据；

获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据；

将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值，具体包括：

确定所述加速度计在三个方向的测量精度；

根据所述加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵；

利用公式

对所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到所述偏差估计值；其中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；P为权矩阵；

为加速度输出的加速度数据；所述航天器的姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量；参数

根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。

2.根据权利要求1所述的重力卫星质心在轨标定方法，其特征在于，所述根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态，具体包括：

将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴；

当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^{- 4}rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；

当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^{- 4}rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；

当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^{- 4}rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。

3.根据权利要求2所述的重力卫星质心在轨标定方法，其特征在于，所述根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数，具体包括：

调节星载磁力矩器产生角加速度信号的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz且波形为方波或者正弦波。

4.根据权利要求1所述的重力卫星质心在轨标定方法，其特征在于，所述获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据，具体包括：

获取所述加速度计在三个方向的平动加速度；所述三个方向分别为俯仰方向、偏航方向和翻滚方向。

5.根据权利要求4所述的重力卫星质心在轨标定方法，其特征在于，所述将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值，之后还包括：

利用公式

确定质心偏差的估计精度；其中，σ为所述加速度计在三个方向的测量精度组成的向量；

为协方差矩阵，所述协方差矩阵的对角线表示三个方向对应的质心偏差的估计精度。

6.一种重力卫星质心在轨标定系统，其特征在于，包括：

姿态初始状态调整模块，用于根据标定方向调整重力卫星的姿态初始状态；

星载磁力矩器参数调节模块，用于根据所述重力卫星的姿态初始状态，调节星载磁力矩器产生角加速度信号的参数；

加速度数据获取模块，用于获取安装在航天器上的加速度计的加速度数据；

姿态数据获取模块，用于获取所述重力卫星测量的航天器的姿态数据；

偏差估计模块，用于将所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值，具体包括：

加速度计测量精度确定单元，用于确定所述加速度计在三个方向的测量精度；所述三个方向分别为俯仰方向、偏航方向和翻滚方向；

权矩阵构建单元，用于根据所述加速度计在三个方向的测量精度，构建权矩阵；

偏差估计单元，用于利用公式

对所述加速度数据和所述航天器的姿态数据进行最小二乘拟合，得到所述偏差估计值；其中，

为加速度计与所述重力卫星质心之间的偏差估计值；P为权矩阵；

为加速度输出的加速度数据；所述航天器的姿态数据包括航天器的角速度

和角加速度

ω_x为x方向航天器的角速度分量，ω_y为y方向航天器的角速度分量，ω_z为z方向航天器的角速度分量；

为x方向航天器的角加速度分量，

为y方向航天器的角加速度分量，

为z方向航天器的角加速度分量；参数

标定模块，用于根据所述加速度计的位置和所述偏差估计值，标定所述重力卫星质心。

7.根据权利要求6所述的重力卫星质心在轨标定系统，其特征在于，所述姿态初始状态调整模块，具体包括：

坐标轴确定单元，用于将俯仰方向、偏航方向和翻滚方向分别确定为三维坐标系的三个坐标轴，所述三维坐标系包括x轴、y轴和z轴；

姿态初始调整单元，用于当标定方向为绕x轴旋转进行标定时，调整重力卫星在x轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕y轴旋转进行标定时，调整重力卫星在y轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在z轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s；当标定方向为绕z轴旋转进行标定时，调整重力卫星在z轴的初始角速度大于5×10^-4rad/s，在y轴的初始角速度大于1×10^-3rad/s。

8.根据权利要求7所述的重力卫星质心在轨标定系统，其特征在于，所述星载磁力矩器参数调节模块，具体包括：

参数调节单元，用于调节星载磁力矩器产生角加速度信号的幅值为10^-5rad/s²、频率为0.1Hz且波形为方波或者正弦波。

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