CN115290118A - 一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法 - Google Patents

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Abstract

一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，涉及卫星激光通信系统的激光指向误差校正方法。该方法通过融合星敏感器姿态、光学天线旋转角度、卫星姿态角、卫星轨道信息及指向目标轨道信息，在轨订正光学天线初始安装矩阵，并采用Sage‑Husa自适应卡尔曼滤波估计光学天线实际误差角，实现激光指向矢量误差校正。本发明具有光学天线初始安装矩阵在轨订正精度高、激光指向误差校正准确的优点，可用于提高卫星激光通信系统的激光指向精度，减小指向不确定区域。

Description

一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法
技术领域
本发明涉及一种卫星激光通信系统指向误差校正方法，属于激光通信技术领域。
背景技术
空间激光通信是以激光束作为信息载体，在空间实现数据传输的一种通信技术。与传统的微波通信技术相比，空间激光通信具有信息容量大、传输速率高、信道隐蔽性好、保密程度高和抗干扰能力强等优点，是空间通信技术的重要发展方向。
激光指向精度是激光通信系统指向、捕获和跟踪技术的关键指标之一，对光信号的快速捕获具有重要影响。激光通信系统通过总线接收卫星平台姿态角、轨道信息以及指向目标的轨道信息，计算目标指向角并实时控制光学天线指向目标。考虑到激光束的小发散角特征，激光指向误差将导致指向不确定区域增大，降低光信号捕获概率，因此必须通过误差校正方法予以补偿。导致激光指向误差的主要因素包括：激光通信系统在卫星发射过程中承受高强度力学振动，使光学天线初始安装矩阵发生变化，引起常值型激光指向误差；载荷在轨运行期间承受复杂热环境作用，使光学天线产生周期性缓慢角运动，进而引起缓变型激光指向误差；卫星平台微振动导致激光通信系统承受附加干扰角运动，引起高频抖动型激光指向误差。
传统的激光通信系统指向误差校正方法包括两类：第一类是激光通信系统在信号光捕获的基础上，通过积累光学天线旋转角度等数据进行指向误差校正。该方法的缺点在于：当激光指向误差较大时，激光通信系统需要通过多次扫描或跳步过程才能实现信号光捕获，实际应用中效率较低。第二，在光学天线上安装基准镜，通过地面精测方法建立激光通信载荷的修正矩阵。该方法的缺点在于：通过光学天线上安装的基准镜建立的参考坐标系，会随着在轨运行期间光学天线机构变形产生坐标系漂移，导致地面精测矩阵不准确，降低指向误差修正精度。
星敏感器是一种高精度的姿态测量设备。相比于惯性测量单元和磁强计等姿态测量设备，星敏感器具有精度高、自主性强和姿态误差不随时间积累等优点。将星敏感器与光学天线集成安装，能够为激光通信系统提供高精度姿态基准信息。但是，星敏感器仅能输出相对于惯性系的姿态数据，为补偿激光通信系统光学天线指向误差，仍然需要星敏感器与卫星的姿态和轨道信息进行融合。因此，单独使用星敏感器难以满足激光指向误差校正的需求。
综上，基于信号光捕获后的激光指向误差校正方法在实际工程应用中效率较低。通过地面精测光学天线基准镜进行矩阵修正的方法，不能补偿参考坐标系在轨漂移影响，指向误差校正精度难以保证。星敏感器仅能提供相对于惯性系的姿态数据，难以单独使用满足激光指向误差校正的需求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法。
本发明的技术解决方案是：一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，包括：
在轨订正光学天线初始安装矩阵
Figure BDA0003720553720000021
建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程；
对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化；
采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000031
计算激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000032
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000033
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向。
进一步的，在轨订正后的光学天线初始安装矩阵
Figure BDA0003720553720000034
为：
Figure BDA0003720553720000035
其中，
Figure BDA0003720553720000036
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000037
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000038
表示从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000039
表示从光学天线随动坐标系到星敏感器量测坐标系的常值姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200000310
表示从光学天线基准坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，根据光学天线指向矢量的俯仰角βm'∈[0°,180°]和方位角αm'∈(-180°,180°]计算；
Figure BDA00037205537200000311
进一步的，所述实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA00037205537200000312
其中，μ＝[μx μy μz]T表示系统状态向量；
μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角；
wμ＝[wμx wμy wμz]T表示系统噪声向量，是噪声统计特性不变的零均值白噪声；
v＝[vx vy vz]T表示量测噪声向量，是噪声统计特性时变的零均值白噪声；
观测量z的计算公式为：
Figure BDA0003720553720000041
其中，
Figure BDA0003720553720000042
表示从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000043
表示矩阵
Figure BDA0003720553720000044
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
进一步的，所述对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化，包括：
离散后的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA0003720553720000045
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声；
计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure BDA0003720553720000046
Figure BDA0003720553720000047
其中，
Figure BDA0003720553720000048
表示tk时刻从光学天线实际坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000049
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA00037205537200000410
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA00037205537200000411
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
进一步的，所述激光指向矢量校正误差
Figure BDA00037205537200000412
如下：
Figure BDA0003720553720000051
其中，
Figure BDA0003720553720000052
表示指向目标的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure BDA0003720553720000053
表示卫星的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影；
Figure BDA0003720553720000054
表示根据实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000055
计算的校正矩阵，具体为：
Figure BDA0003720553720000056
一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正系统，包括：
第一模块，用于在轨订正光学天线初始安装矩阵
Figure BDA0003720553720000057
第二模块，用于建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程，对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化；
第三模块，用于采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000058
第四模块，用于计算激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000059
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用激光指向矢量校正误差
Figure BDA00037205537200000510
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向。
进一步的，在轨订正后的光学天线初始安装矩阵
Figure BDA00037205537200000511
为：
Figure BDA00037205537200000512
其中，
Figure BDA00037205537200000513
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200000514
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200000515
表示从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200000516
表示从光学天线随动坐标系到星敏感器量测坐标系的常值姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200000517
表示从光学天线基准坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，根据光学天线指向矢量的俯仰角βm'∈[0°,180°]和方位角αm'∈(-180°,180°]计算；
Figure BDA0003720553720000061
进一步的，所述实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA0003720553720000062
其中，μ＝[μx μy μz]T表示系统状态向量；
μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角；
wμ＝[wμx wμy wμz]T表示系统噪声向量，是噪声统计特性不变的零均值白噪声；
v＝[vx vy vz]T表示量测噪声向量，是噪声统计特性时变的零均值白噪声；
观测量z的计算公式为：
Figure BDA0003720553720000063
其中，
Figure BDA0003720553720000064
表示从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000065
表示矩阵
Figure BDA0003720553720000066
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
进一步的，所述对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化，包括：
离散后的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA0003720553720000067
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声；
计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure BDA0003720553720000071
Figure BDA0003720553720000072
其中，
Figure BDA0003720553720000073
表示tk时刻从光学天线实际坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000074
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000075
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000076
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
进一步的，所述激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000077
如下：
Figure BDA0003720553720000078
其中，
Figure BDA0003720553720000079
表示指向目标的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure BDA00037205537200000710
表示卫星的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影；
Figure BDA00037205537200000711
表示根据实际误差角估计值
Figure BDA00037205537200000712
计算的校正矩阵，具体为：
Figure BDA00037205537200000713
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明通过融合星敏感器姿态、光学天线旋转角度、卫星姿态角、卫星轨道信息及指向目标轨道信息，在轨订正光学天线初始安装矩阵，并采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波估计实际误差角，实现激光指向矢量误差校正。本发明具有光学天线初始安装矩阵订正精度高、激光指向误差校正准确的优点，可用于提高卫星激光通信系统的激光指向精度，减小指向不确定区域。
附图说明
图1为本发明的方法流程图。
图2为本发明涉及的矢量及坐标系关系示意图。
图3为本发明涉及的指向误差校正方法流程图。
图4为本发明方法估计实际误差角的仿真结果图。
具体实施方式
结合附图对本发明进行说明。
本发明的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，首先融合星敏感器姿态数据、光学天线旋转角度、卫星姿态角、卫星轨道信息及指向目标轨道信息，在轨订正光学天线初始安装矩阵，补偿常值型激光指向误差。其次，采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波实时估计光学天线的实际误差角，补偿缓变型及高频抖动型激光指向误差，实现激光指向矢量误差校正。
如图1～4所示，本发明的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，包括具体步骤如下：
(1)在轨订正光学天线初始安装矩阵
本发明涉及的各矢量及坐标系关系如图2所示。星敏感器固定安装在光学天线上，且通过光学标定方法确保星敏感器视轴方向、激光指向矢量及光学天线指向矢量平行。
由于激光通信载荷在卫星发射过程中承受复杂的力学振动作用，导致地面精测的光学天线初始安装矩阵发生变化。因此在载荷入轨解锁后，首先需要订正光学天线初始安装矩阵
Figure BDA0003720553720000081
令矩阵
Figure BDA0003720553720000082
表示从光学天线基准坐标系Om'xm'ym'zm'到光学天线随动坐标系Ok'Xk'Yk'Zk'的姿态矩阵。
光学天线随动坐标系Ok'Xk'Yk'Zk'的原点Ok'在光学天线俯仰旋转轴和方位旋转轴的交汇处，Ok'Zk'轴与激光指向矢量方向平行，Ok'Yk'轴与光学天线俯仰轴平行，Ok'Xk'轴遵循右手定则定义。
令俯仰角βm'∈[0°,180°]表示光学天线指向矢量与光学天线基准坐标系Om'zm'轴的夹角。方位角αm'∈(-180°,180°]表示光学天线指向矢量在光学天线基准坐标系Om'-xm'ym'平面投影矢量与Om'xm'轴的夹角。βm'和αm'可通过光学天线的角位置传感器读取。
矩阵
Figure BDA0003720553720000091
的计算方法为：
Figure BDA0003720553720000092
星敏感器量测坐标系OsXsYsZs的原点Os在星敏感器视场中心，OsZs轴与星敏视轴一致，OsYs轴与光学天线俯仰轴平行，OsXs轴遵循右手定则定义。
令矩阵
Figure BDA0003720553720000093
表示从光学天线随动坐标系Ok'Xk'Yk'Zk'到星敏感器量测坐标系OsXsYsZs的常值姿态矩阵，通过地面光学标定方法测量。
令矩阵
Figure BDA0003720553720000094
表示从星敏感器量测坐标系OsXsYsZs到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，通过星敏感器输出的姿态四元数计算得出。
令矩阵
Figure BDA0003720553720000095
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，计算方法为：
Figure BDA0003720553720000096
其中，i表示卫星的轨道倾角，u表示卫星的纬度幅角，Ω表示卫星的升交点赤经。
令矩阵
Figure BDA0003720553720000101
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵，计算方法为：
Figure BDA0003720553720000102
其中，γ表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的滚动角，θ表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角，φ表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的偏航角。
最后，将上述各矩阵依次相乘，可得在轨订正后的光学天线初始安装矩阵，即：
Figure BDA0003720553720000103
(2)建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程
激光通信载荷在轨运行期间中受到太阳辐照等复杂热环境因素影响，导致光学天线发生周期性缓慢角运动，变化周期在数小时至数天之间。
定义发生周期性运动之后的光学天线基准坐标系为光学天线实际坐标系Omrxmrymrzmr，该坐标系相对于光学天线基准坐标系Om'xm'ym'zm'的实际误差角向量为μ＝[μxμy μz]T(即系统状态向量)，μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角。
由于激光初始指向实现过程相对于坐标系变化周期时间很短，并考虑卫星平台微振动效应，可建立关于实际误差角的系统状态方程：
Figure BDA0003720553720000104
其中，系统噪声向量wμ＝[wμx wμy wμz]T，是噪声统计特性不变的零均值白噪声，wμx、wμy、wμz分别表示与实际误差角μx，μy和μz对应的白噪声分量。
为建立系统量测方程，首先分析系统状态变量与观测量的关系。由于光学天线实际坐标系Omrxmrymrzmr相对于光学天线基准坐标系Om'xm'ym'zm'的实际误差角为小量，则从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure BDA0003720553720000111
可近似表示为：
Figure BDA0003720553720000112
因此，观测量z可表示为：
Figure BDA0003720553720000113
其中，
Figure BDA0003720553720000114
表示矩阵
Figure BDA0003720553720000115
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
因此，系统量测方程可表示为：
z＝μ+v (8)
其中，量测噪声向量v，是噪声统计特性时变的零均值白噪声。系统噪声wμ与量测噪声v不相关。
考虑到激光指向激光过程中卫星帆板运动及姿态控制执行机构转动对激光通信载荷造成的附加干扰，量测噪声的统计特性具有时变特征。
(3)对实际误差角的系统状态方程式(5)和系统量测方程式(8)进行离散化，可得：
Figure BDA0003720553720000116
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声，wμ,k-1和vk互不相关。系统噪声序列wμ,k的方差阵为
Figure BDA0003720553720000121
量测噪声序列的协方差阵为
Figure BDA0003720553720000122
且统计特性随时间变化，k为正整数。
为得到tk时刻的观测量zk，需要计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure BDA0003720553720000123
具体计算方法为：
Figure BDA0003720553720000124
其中，
Figure BDA0003720553720000125
表示tk时刻从光学天线随动坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000126
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000127
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000128
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
式(10)右端矩阵的计算方法与在轨订正光学天线初始安装矩阵计算方法相似，仅需要将计算过程中涉及到的各参数变量替换为滤波时刻tk对应的值。
(4)采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000129
(5)计算激光指向矢量校正误差
Figure BDA00037205537200001210
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用校正误差
Figure BDA00037205537200001211
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向，流程如图3所示。
令rbii表示卫星位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure BDA00037205537200001212
表示指向目标位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，则指向目标相对于卫星质心的位置矢量
Figure BDA00037205537200001213
计算方法为：
Figure BDA00037205537200001214
激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000131
(表示指向目标相对于卫星质心的位置矢量在光学天线实际坐标系的投影)的计算方法为：
Figure BDA0003720553720000132
其中，
Figure BDA0003720553720000133
表示根据实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000134
计算的校正矩阵，具体表达式为：
Figure BDA0003720553720000135
其中，
Figure BDA0003720553720000136
分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角估计值。
一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正系统，包括：
第一模块，用于在轨订正光学天线初始安装矩阵
Figure BDA0003720553720000137
第二模块，用于建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程，对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化；
第三模块，用于采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure BDA0003720553720000138
第四模块，用于计算激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000139
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用激光指向矢量校正误差
Figure BDA00037205537200001310
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向。
在轨订正后的光学天线初始安装矩阵
Figure BDA00037205537200001311
为：
Figure BDA00037205537200001312
其中，
Figure BDA00037205537200001313
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA00037205537200001314
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000141
表示从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000142
表示从光学天线随动坐标系到星敏感器量测坐标系的常值姿态矩阵；
Figure BDA0003720553720000143
表示从光学天线基准坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，根据光学天线指向矢量的俯仰角βm'∈[0°,180°]和方位角αm'∈(-180°,180°]计算；
Figure BDA0003720553720000144
所述实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA0003720553720000145
其中，μ＝[μx μy μz]T表示系统状态向量；
μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角；
wμ＝[wμx wμy wμz]T表示系统噪声向量，是噪声统计特性不变的零均值白噪声；
v＝[vx vy vz]T表示量测噪声向量，是噪声统计特性时变的零均值白噪声；
观测量z的计算公式为：
Figure BDA0003720553720000146
其中，
Figure BDA0003720553720000147
表示从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000148
表示矩阵
Figure BDA0003720553720000149
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
所述对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化，包括：
离散后的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure BDA0003720553720000151
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声；
计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure BDA0003720553720000152
Figure BDA0003720553720000153
其中，
Figure BDA0003720553720000154
表示tk时刻从光学天线实际坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000155
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000156
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure BDA0003720553720000157
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
所述激光指向矢量校正误差
Figure BDA0003720553720000158
如下：
Figure BDA0003720553720000159
其中，
Figure BDA00037205537200001510
表示指向目标的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure BDA00037205537200001511
表示卫星的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影；
Figure BDA00037205537200001512
表示根据实际误差角估计值
Figure BDA00037205537200001513
计算的校正矩阵，具体为：
Figure BDA00037205537200001514
对本发明提出的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法进行仿真：
仿真输入：
搭载激光通信系统的卫星平台的轨道高度1100km，轨道偏心率0.002，轨道倾角85°，升交点赤经30°，近地点幅角45°，真近点角10°。卫星姿态确定精度为0.025°。光学天线初始安装矩阵相对于实际安装矩阵的X向、Y向和Z向变形量为[0.075° -0.082° 0.061°]。空间热环境效应引起光学天线X向、Y向和Z向的实际变形角为[0.5° -0.9° 0.8°]。量测噪声叠加量为均匀分布在[-0.015°,0.015°]的非高斯噪声。实际误差角初值
Figure BDA0003720553720000161
实际误差角方差初值为
Figure BDA0003720553720000162
系统噪声矩阵为Q＝diag{[0.005° 0.005° 0.005°]2}，量测噪声矩阵为R＝diag{[0.01° 0.01° 0.01°]2}。遗忘因子b设置为0.95。滤波周期为0.2秒。
仿真结果：
应用本发明方法在轨订正光学天线初始安装矩阵，校正后的光学天线初始安装矩阵相对于光学天线实际安装矩阵的X向、Y向和Z向误差角为[0.0257° -0.0252° 0.0266°]。
光学天线实际误差角的估计结果如图4所示。Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对光学天线实际误差角的X向、Y向和Z向估计误差均值为[0.0161° 0.0109° 0.0122°]。实际误差角的X向、Y向和Z向估计误差标准差为[0.0019° 0.0022° 0.0017°]。
仿真结论：
通过仿真实例分析可知，本发明提供的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，能够实现在轨订正光学天线初始安装矩阵，并准确估计光学天线实际误差角，实现激光指向误差校正。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，其特征在于，包括：
在轨订正光学天线初始安装矩阵
Figure FDA0003720553710000011
建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程；
对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化；
采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure FDA0003720553710000012
计算激光指向矢量校正误差
Figure FDA0003720553710000013
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用激光指向矢量校正误差
Figure FDA0003720553710000014
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向。
2.根据权利要求1所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，其特征在于，在轨订正后的光学天线初始安装矩阵
Figure FDA0003720553710000015
为：
Figure FDA0003720553710000016
其中，
Figure FDA0003720553710000017
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000018
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000019
表示从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA00037205537100000110
表示从光学天线随动坐标系到星敏感器量测坐标系的常值姿态矩阵；
Figure FDA00037205537100000111
表示从光学天线基准坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，根据光学天线指向矢量的俯仰角βm'∈[0°,180°]和方位角αm'∈(-180°,180°]计算；
Figure FDA00037205537100000112
3.根据权利要求2所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信指向误差校正方法，其特征在于，所述实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure FDA0003720553710000021
其中，μ＝[μx μy μz]T表示系统状态向量；
μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角；
wμ＝[wμx wμy wμz]T表示系统噪声向量，是噪声统计特性不变的零均值白噪声；
v＝[vx vy vz]T表示量测噪声向量，是噪声统计特性时变的零均值白噪声；
观测量z的计算公式为：
Figure FDA0003720553710000022
其中，
Figure FDA0003720553710000023
表示从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000024
表示矩阵
Figure FDA0003720553710000025
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
4.根据权利要求3所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信指向误差校正方法，其特征在于，所述对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化，包括：
离散后的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure FDA0003720553710000026
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声；
计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure FDA0003720553710000027
Figure FDA0003720553710000028
其中，
Figure FDA0003720553710000031
表示tk时刻从光学天线实际坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000032
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000033
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000034
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法，其特征在于，所述激光指向矢量校正误差
Figure FDA0003720553710000035
如下：
Figure FDA0003720553710000036
其中，
Figure FDA0003720553710000037
表示指向目标的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure FDA0003720553710000038
表示卫星的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影；
Figure FDA0003720553710000039
表示根据实际误差角估计值
Figure FDA00037205537100000310
计算的校正矩阵，具体为：
Figure FDA00037205537100000311
6.一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正系统，其特征在于，包括：
第一模块，用于在轨订正光学天线初始安装矩阵
Figure FDA00037205537100000312
第二模块，用于建立实际误差角的系统状态方程和系统量测方程，对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化；
第三模块，用于采用Sage-Husa自适应卡尔曼滤波器对离散化的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行滤波，得到实际误差角估计值
Figure FDA00037205537100000313
第四模块，用于计算激光指向矢量校正误差
Figure FDA00037205537100000314
根据卫星姿态数据、卫星轨道数据、指向目标轨道数据得到激光指向矢量，使用激光指向矢量校正误差
Figure FDA00037205537100000315
对激光指向矢量进行误差校正，生成旋转指令调整光学天线的指向。
7.根据权利要求6所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正系统，其特征在于，在轨订正后的光学天线初始安装矩阵
Figure FDA0003720553710000041
为：
Figure FDA0003720553710000042
其中，
Figure FDA0003720553710000043
表示从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000044
表示从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000045
表示从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000046
表示从光学天线随动坐标系到星敏感器量测坐标系的常值姿态矩阵；
Figure FDA0003720553710000047
表示从光学天线基准坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，根据光学天线指向矢量的俯仰角βm'∈[0°,180°]和方位角αm'∈(-180°,180°]计算；
Figure FDA0003720553710000048
8.根据权利要求7所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信指向误差校正系统，其特征在于，所述实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure FDA0003720553710000049
其中，μ＝[μx μy μz]T表示系统状态向量；
μx，μy和μz分别表示光学天线实际坐标系相对于光学天线基准坐标系在X向、Y向和Z向的实际误差角；
wμ＝[wμx wμy wμz]T表示系统噪声向量，是噪声统计特性不变的零均值白噪声；
v＝[vx vy vz]T表示量测噪声向量，是噪声统计特性时变的零均值白噪声；
观测量z的计算公式为：
Figure FDA0003720553710000051
其中，
Figure FDA0003720553710000052
表示从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000053
表示矩阵
Figure FDA0003720553710000054
第a行和第b列交汇处对应的元素；a＝1,2,3；b＝1,2,3。
9.根据权利要求8所述的一种基于星敏感器的卫星激光通信指向误差校正系统，其特征在于，所述对实际误差角的系统状态方程和系统量测方程进行离散化，包括：
离散后的实际误差角的系统状态方程和系统量测方程如下：
Figure FDA0003720553710000055
其中，μk为tk时刻的系统状态向量，wμ,k-1为tk-1时刻的噪声统计特性不变的零均值白噪声，vk为tk时刻的噪声统计特性随时间变化的零均值白噪声；
计算tk时刻从光学天线基准坐标系到光学天线实际坐标系的姿态矩阵
Figure FDA0003720553710000056
Figure FDA0003720553710000057
其中，
Figure FDA0003720553710000058
表示tk时刻从光学天线实际坐标系到光学天线随动坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA0003720553710000059
表示tk时刻从星敏感器量测坐标系到J2000地心惯性坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA00037205537100000510
表示tk时刻从J2000地心惯性坐标系到卫星轨道坐标系的姿态矩阵，
Figure FDA00037205537100000511
表示tk时刻从卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态矩阵。
10.根据权利要求9所述的基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正系统，其特征在于，所述激光指向矢量校正误差
Figure FDA00037205537100000512
如下：
Figure FDA00037205537100000513
其中，
Figure FDA00037205537100000514
表示指向目标的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影，
Figure FDA00037205537100000515
表示卫星的位置矢量在J2000地心惯性坐标系下的投影；
Figure FDA0003720553710000061
表示根据实际误差角估计值
Figure FDA0003720553710000062
计算的校正矩阵，具体为：
Figure FDA0003720553710000063
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