CN113008272B - 一种用于微小卫星的mems陀螺在轨常值漂移标定方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法和系统，所述方法包括：确定姿态确定系统中陀螺仪的标定模式；根据任务情况确定标定的时间间隔和标定所需星敏感器以及MEMS陀螺仪数据量的组数k；获得当前时刻星敏感器输出星本体相对惯性系的姿态四元数和陀螺数据，并判断数据有效性，若有效，则数据组数加1；若无效，则舍弃该组数据，等待下一组数据直至符合条件的数据量达到k组；基于所述k组数据进行标定计算得到所述陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量角速度的常值漂移，对计算结果进行判断，若标定成功则将标定结果返回所述姿态确定系统，用于对所述陀螺数据进行零位补偿。

Description

一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法和系统

技术领域

本发明涉及航天器姿态确定与控制领域。更具体的，涉及一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法和系统。

背景技术

微小卫星由于体积小、质量轻、性能好、研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势，现已在通信、遥感、导航、科学探索等领域获得了广泛应用，成为当前航天发展的重要发展方向之一，并显示了良好的经济和社会效益。全球各国都高度重视维纳卫星产业发展，从2015年起中国微小产业开始“井喷式”发展。预计五到十年，以微小卫星星座建设运营为牵引的中国维纳卫星产业将迎来黄金发展期。

MEMS陀螺作为微小卫星不可缺少的姿态测量敏感器，成本低，体积小、质量轻的MEMS陀螺在微小卫星的应用上具有重大前景。而由于MEMS陀螺在地面环境和空间飞行条件下的漂移率有很大差别，且零偏重复性和稳定性较差，如果不进行零位补偿随着时间变化将存在较大的测量误差，所以必须在实际飞行状态下估计MEMS陀螺的常值漂移，并进行补偿。因此利用星敏的测量信息对MEMS陀螺进行标定，使低成本的MEMS陀螺满足微小卫星在轨定姿需要。

当前陀螺在轨标定方法主要应用EKF(扩展卡尔曼滤波)，UKF(无迹卡尔曼滤波)的方法计算陀螺常值漂移，由于并不是所有的非线性函数都可以线性化为合适的形式而且在滤波过程中还需要考虑线性化过程中的约束条件，否则容易滤波发散。而UKF虽然解决非线性剧烈引起的滤波发散问题，但是由于其采用了高斯分布逼近系统的后验概率密度，若其概率密度非高斯将带来极大误差，且计算速度慢。

针对现有MEMS陀螺常值漂移在轨标定方法复杂且计算量大且算法容易发散不稳定的问题，本发明提供的方案可以用于微小卫星在轨阶段对MEMS陀螺的常值漂移标定。

发明内容

为解决背景技术中所提出的技术问题中的至少一个，本发明的一个目的在于提供一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法，包括：

确定姿态确定系统的MEMS陀螺仪的标定模式；

根据任务情况确定标定的时间间隔和标定所需星敏感器以及MEMS陀螺数据的组数k；

获得当前时刻所述星敏感器输出的星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺数据，并判断所述姿态四元数和MEMS陀螺数据是否有效，若有效，则数据组数加1；若所述四元数和MEMS陀螺数据不同时有效，则舍弃该组数据，等待下一组数据并进行判断，直至符合条件的数据量达到k组；

基于所述k组数据得到k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度，基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断，若超出阈值则标定失败重新进行标定，若标定成功则将标定结果返回所述姿态确定系统，用于对所述MEMS陀螺仪测量的数据进行零位补偿。

所述标定模式包括：

模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述陀螺仪开机重启时进行标定。

所述基于所述k组数据得到k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度包括：

将由星敏感器获得的本时刻星本体相对惯性系的姿态四元数q_ib＝[q_0ib；q_1ib；q_2ib；q_3ib]和上一时刻星本体相对惯性系的姿态四元数p_ib＝[p_0ib；p_1ib；p_2ib；p_3ib]作为一组数据进行计算；

连续两帧姿态四元数的差值Δq的计算公式为：

Δq＝mat(p_ib)^T·q_ib…………(1)

其中，mat(p_ib)为欧拉四元数p_ib四个分量组成的矩阵：

对所述差值Δq进行归一化处理Δq＝Δq/||Δq||，Δq的四元数表达式为：Δq＝[Δq₀；Δq₁；Δq₂；Δq₃]，基于小角度原则得到星敏感器测量的卫星本体角速度ω_s为：

其中，dt即为Δt，指两组数据之间的时间间隔；根据公式(1)-(3)对所述k组数据进行计算得到k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度ω_s1，ω_s2，ω_s3…ω_sk。

所述基于所述k组数据得到k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度包括：

所述k组数据中的k个MEMS陀螺仪测量的卫星本体角速度分别为ω_m1，ω_m2，ω_m3…ω_mk。

基于所述陀螺测量的卫星本体角速度ω_m可得卫星真实的角速度ω_R：

ω_R＝ω_m-b_g-n_g…………(4)

其中，b_g为MEMS陀螺仪测得的卫星本体角速度在卫星本体系下的常值漂移，n_g为零均值的高斯白噪声。

所述基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断包括：

所述MEMS陀螺仪在卫星本体系下测量角速度的常值漂移值

的表达式为：

其中，

对所述常值漂移值

进行判断，假如超过阈值，则标定失败，重新标定；若不超过阈值则标定成功，将所述常值漂移值返回至所述姿态确定系统，对MEMS陀螺仪进行零位补偿。

所述数据量k大于10且为自然数，所述k组数据的单组由本时刻星本体相对惯性系的姿态四元数、上一时刻星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度组成，其中，所述本时刻与上一时刻的时间差为测量的时间间隔。

本发明的另一个目的在于提供一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定系统：

所述系统包括：星敏感器、MEMS陀螺仪、模式选择模块和运算模块；

所述星敏感器用于输出卫星姿态四元数；

所述MEMS陀螺仪用于采集卫星本体角速度；

所述模式选择模块用于根据实际情况确定姿态确定系统标定模式，所述标定模式包括：模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时进行标定；

所述运算模块根据所述标定模式的确定，通过所述星敏感器和MEMS陀螺仪采集到的数据对所述MEMS陀螺仪测量得到的数据进行零位补偿。

本发明的有益效果如下：

本发明给出了应用在卫星姿态测量模块的标定流程和标定计算的计算过程，能够实现MEMS陀螺在轨自主标定，提高姿态测量精度，同时可以根据实际情况选择标定的模式和调整标定的时间间隔，具有较大的工程意义，其次本发明计算速度快，且不需要时时计算，减少算法时间计算量，降低星载计算机的负载，满足恶劣情况下对算法的要求，具有较大的工程意义。

附图说明

图1示出本发明的一个实施例提出的一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法的步骤图；

图2示出本发明的一个实施例提出的一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定系统的模块图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

本发明的一个实施例提出的一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法，如图1所示，包括：

确定姿态确定系统(MEMS陀螺在轨常值漂移标定系统)中MEMS陀螺仪的标定模式；

所述姿态确定系统包括星敏感器、MEMS陀螺仪、模式选择模块和运算模块，所述姿态确定系统用于MEMS陀螺仪在轨常值漂移的标定。

所述标定模式包括：

模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述陀螺仪开机重启时进行标定；根据实际情况确定标定模式。

根据任务情况确定标定的时间间隔和标定所需星敏感器以及MEMS陀螺仪数据的组数k，k>10且为自然数；

获得当前时刻星敏感器输出的星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺数据；并判断所述姿态四元数和MEMS陀螺数据是否有效，若有效，将星敏感器获得的星本体相对惯性系的姿态四元数通过差分得到卫星本体角速度，并获得MEMS陀螺仪输出的卫星本体角速度，有效数据组数加1；若所述星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺数据不同时有效，则舍弃该组数据，等待下一组数据直至符合条件的数据量达到k组；优选的，当所述姿态四元数和MEMS陀螺数据不同时有效时，等待下一组并判断，当连续两组数据均有效时，有效组数加一。

判断所述星敏感器获得的星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺仪数据是否有效包括：数据是否超限、是否长时间未更新、重复数过多和通讯故障等，若任一项不符合规定，则数据不合格。

基于所述k组数据得到k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度，基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据计算得到的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量卫星本体角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断，若超出阈值则标定失败重新进行标定，若标定成功则将标定结果返回所述姿态确定系统，用于对所述MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度数据进行零位补偿。所述基于所述k组数据进行标定计算得到k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度包括：

由星敏感器输出的星本体相对惯性系下的本时刻姿态四元数q_ib＝[q_0ib；q_1ib；q_2ib；q_3ib]、上一时刻姿态四元数p_ib＝[p_0ib；p_1ib；p_2ib；p_3ib]以及由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度作为一组数据进行计算，其中，i指星本体相对惯性坐标系，b指本体坐标系；

连续两帧姿态四元数的差值Δq的计算公式为：

Δq＝mat(p_ib)^T·q_ib…………(1)

其中，mat(p_ib)为欧拉四元数p_ib四个分量组成的矩阵：

对所述差值Δq进行归一化处理Δq＝Δq/||Δq||，Δq的四元数表达式为：Δq＝[Δq₀；Δq₁；Δq₂；Δq₃]，基于小角度原则得到由星敏感器数据得到的卫星本体角速度ω_s为：

其中，dt即为Δt，指两组数据之间的时间间隔；对所述k组数据进行计算得到公式(1)-(3)计算得到k个由星敏感器得到的卫星本体角速度ω_s1，ω_s2，ω_s3…ω_sk。

所述基于所述k组数据得到k个MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度包括：

所述MEMS陀螺仪根据间隔时间段内的卫星角度增量除以间隔时间得到卫星本体角速度；所述k组数据中的k个MEMS陀螺仪测量的卫星本体角速度分别为ω_m1，ω_m2，ω_m3…ω_mk。

基于所述MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度ω_m可得卫星真实的角速度ω_R：

ω_R＝ω_m-b_g-n_g…………(4)

其中，b_g为MEMS陀螺仪测得的卫星本体角速度在卫星本体系下的常值漂移，n_g为零均值的高斯白噪声。

所述基于所述k个由MEMS陀螺仪测量的得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量卫星本体角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断包括：

所述MEMS陀螺在卫星本体系下测量角速度的常值漂移值

的表达式为：

其中，

即

的值分别对应(ω_m1-ω_s1)^T-(ω_mk-ω_sk)^T；对所述常值漂移值

进行判断，假如超过阈值，则标定失败，重新标定；若不超过阈值则标定成功，将所述常值漂移值返回至所述姿态确定系统，对MEMS陀螺进行补偿。

所述k组数据的单组由本时刻星本体相对惯性系的姿态四元数、上一时刻姿态四元数和本时刻MEMS测量得到的卫星本体角速度组成，其中，本时刻与上一时刻的时间差为星敏感器的测量时间间隔。

在一个具体的实施例中，以低轨对地定向三轴稳定情况下微小卫星作为对象进行仿真，星敏输出数据周期为200ms，MEMS陀螺仪输出周期为100ms。星敏感器三轴均沿着本体轴安装，随机测量噪声x，y方向小于10＂(3σ)，z方向小于30＂(3σ)，忽略星敏安装误差。陀螺敏感器的三个测量轴均沿着星本体轴安装。其常值漂移设为50°/h(角速率随机游走0.15°/√h。)，常值漂移稳定性5°/h，标度因数非线性误差不大于500ppm(1σ)。待标定的常值漂移值里包含着随机游走带来的低频误差。

若设置标定模式为1，按照一定的时间间隔200s进行标定，每次标定需要的数据组数k＝100；

获得有效数据进行累加计算，若数据量小于100组则继续判断星敏感器、MEMS陀螺数据的有效性，有效则累加计算直到k为100；

首先利用星敏感器得到的星本体相对惯性系下输出的姿态四元数本时刻q_ib＝[q_0ib；q_1ib；q_2ib；q_3ib]与200ms前的姿态四元数p_ib＝[p_0ib；p_1ib；p_2ib；p_3ib]。对四元数进行差分并根据卫星运动学方程可以求出卫星本体角速度ω_s计算过程如下

连续两帧四元数的差值可用如下公式表示

Δq＝mat(p_ib)^T·q_ib (1)

式中，mat(p_ib)—欧拉四元数p_ib四个分量组成的矩阵

对Δq进行归一化即Δq＝Δq/||Δq||，Δq＝[Δq₀；Δq₁；Δq₂；Δq₃]，基于小角度原则可以得到星敏测量的卫星本体角速度ω_s：

基于MEMS陀螺测量的卫星本体角速度忽略安装误差,根据惯导测量得到的卫星本体角速度ω_m与真实的角速度ω_R的关系如下

ω_m＝ω_R+b_g+n_g (4)

其中b_g为MEMS陀螺测得的角速度在卫星本体系下的常值漂移，n_g为零均值的高斯白噪声。

利用公式(1)-(4)求得的k组星敏测量的角速度以及MEMS陀螺仪测出的角速度进行最小二乘最优估计，计算出MEMS陀螺的常值漂移。

其中，

H为(k×1)单位阵，v为均值为零k阶高斯白噪声矢量，所以MEMS陀螺仪在卫星本体系下测量角速度的常值漂移可以直接用下式进行估计

其中，

设置标定的阈值为1000°/h，假如标定的漂移量超过阈值，则标定失败，重新标定，若不超过阈值则标定成功。

本发明的另一个实施例提供了一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定系统，如图2所示

所述系统包括：星敏感器、MEMS陀螺仪、模式选择模块和运算模块；

所述星敏感器用于输出星本体相对惯性系的卫星姿态四元数；

所述MEMS陀螺仪用于采集卫星本体角速度；

所述模式选择模块用于根据实际情况确定姿态确定系统标定模式，所述标定模式包括：模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时进行标定；

所述运算模块根据所述标定模式的确定，通过星敏感器和MEMS陀螺仪采集到的数据对所述MEMS陀螺仪的数据进行零位补偿。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (8)

1.一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定方法，其特征在于，包括：

确定姿态确定系统的MEMS陀螺仪的标定模式；

根据任务情况确定标定的时间间隔和标定所需星敏感器以及MEMS陀螺数据的组数k；

获得当前时刻所述星敏感器输出的星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺数据，并判断所述姿态四元数和MEMS陀螺数据是否有效，若有效，则数据组数加1；若所述四元数和MEMS陀螺数据不同时有效，则舍弃该组数据，等待下一组数据并进行判断，直至符合条件的数据量达到k组；

基于所述k组数据得到k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度，基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断，若超出阈值则标定失败重新进行标定，若标定成功则将标定结果返回所述姿态确定系统，用于对所述MEMS陀螺仪测量的角速度进行零位补偿。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述标定模式包括：

模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时进行标定。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述基于所述k组数据得到k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度包括：

将由星敏感器获得的本时刻星本体相对惯性系的姿态四元数q_ib＝[q_0ib；q_1ib；q_2ib；q_3ib]和上一时刻星本体相对惯性系的姿态四元数p_ib＝[p_0ib；p_1ib；p_2ib；p_3ib]作为一组数据进行计算；

连续两帧姿态四元数的差值Δq的计算公式为：

Δq＝mat(p_ib)^T·q_ib…………(1)

其中，mat(p_ib)为欧拉四元数p_ib四个分量组成的矩阵：

对所述差值Δq进行归一化处理Δq＝Δq/||Δq||，Δq的四元数表达式为：Δq＝[Δq₀；Δq₁；Δq₂；Δq₃]，基于小角度原则得到星敏感器测量的卫星本体角速度ω_s为：

其中，dt即为Δt，指两组数据之间的时间间隔；根据公式(1)-(3)对所述k组数据进行计算得到k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度ω_s1，ω_s2，ω_s3…ω_sk。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述基于所述k组数据得到k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度包括：

所述k组数据中的k个MEMS陀螺仪测量的卫星本体角速度分别为ω_m1，ω_m2，ω_m3…ω_mk。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，

基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度ω_m可得卫星真实的角速度ω_R：

ω_R＝ω_m-b_g-n_g…………(4)

其中，b_g为MEMS陀螺仪测得的卫星本体角速度在卫星本体系下的常值漂移，n_g为零均值的高斯白噪声。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，

所述基于所述k个由MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度和k个由星敏感器数据得到的卫星本体角速度得到所述MEMS陀螺仪在卫星本体相对惯性系下测量角速度的常值漂移，并对计算结果进行判断包括：

所述MEMS陀螺仪在卫星本体系下测量角速度的常值漂移值

的表达式为：

其中，

对所述常值漂移值

进行判断，假如超过阈值，则标定失败，重新标定；若不超过阈值则标定成功，将所述常值漂移值返回至所述姿态确定系统，对MEMS陀螺仪进行零位补偿。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述数据量k大于10且为自然数，所述k组数据的单组由本时刻星本体相对惯性系的姿态四元数、上一时刻星本体相对惯性系的姿态四元数和MEMS陀螺仪测量得到的卫星本体角速度组成，其中，所述本时刻与上一时刻的时间差为测量的时间间隔。

8.一种用于微小卫星的MEMS陀螺在轨常值漂移标定系统，所述系统用于实现权利要求1-7任一项所述的方法，所述系统包括：星敏感器、MEMS陀螺仪、模式选择模块和运算模块；

所述星敏感器用于输出星本体相对惯性系的姿态四元数；

所述MEMS陀螺仪用于采集卫星本体角速度；

所述模式选择模块用于根据实际情况确定姿态确定系统标定模式，所述标定模式包括：模式一：按照预定时间间隔自主标定；模式二：遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时标定；模式三：按照预定时间间隔自主标定，并在遇到所述MEMS陀螺仪开机重启时进行标定；

所述运算模块根据所述标定模式的确定，通过所述星敏感器和MEMS陀螺仪采集到的数据对所述MEMS陀螺仪测量得到的数据进行零位补偿。

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