CN117782149A - 一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法。通过星敏感器测量的姿态角作为卫星平台姿态旋转机动前后的姿态角基准；通过陀螺积分，计算平台姿态旋转机动的姿态角；通过星敏感器和陀螺计算的平台姿态旋转机动姿态角偏差，解算陀螺的标度因数。本发明通过卫星平台的姿态旋转机动，为陀螺提供敏感数据，再以比陀螺测量精度更高的星敏感器作为测量基准，对陀螺的标度因数进行标定和修正，有效地解决了陀螺长期在轨性能参数下降问题，为长寿命卫星平台高精高稳控制和快速稳定姿态机动控制提供了高精度的测量保障。

Description

一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法

技术领域

本发明涉及卫星平台配套敏感器在轨性能标定技术领域，具体涉及一种基于姿态旋转机动的陀螺在轨标定方法。

背景技术

随着航天器任务要求的不断提高，对卫星平台的性能和寿命要求也随之提升。长寿命期内(8年～15年)的高精度指向、高稳定度姿态控制和快速稳定姿态机动控制(以下简称高精高稳控制、快速姿态机动控制)等是平台的一项基本功能。星敏感器和陀螺是卫星平台实现这些功能的必备测量敏感器，为平台提供姿态控制所需的姿态角和姿态角速度测量信息。陀螺为惯性敏感器，其性能参数(零位偏移、标度因数等)会随着时间发生变化，为了保证卫星平台姿态控制性能，需要在轨对陀螺的性能参数进行标定和修正，使其性能在全寿命周期内满足要求，为平台完成任务提供支撑与保障。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，该方法能够解决陀螺长期在轨飞行时因标度因数变化带来的测量精度下降问题，通过对陀螺的标度因数进行在轨标定和修正，使陀螺在全寿命周期内测量精度满足性能指标要求，为平台提供高精高稳控制和快速稳定姿态机动控制的测量信息，为航天器完成任务提供保障。

为了达到以上目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，所述的姿态机动是指一定时间内以恒定的旋转角速度旋转整周的姿态机动控制，所述方法包括：

S1，卫星平台保持姿态静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动前的姿态角P₀；

S2，卫星平台以目标姿态角速度ω_t绕标定轴进行正向姿态旋转机动，旋转过程中采集陀螺的输出值，以平台姿态旋转机动前的姿态角P₀为初值，通过陀螺积分，计算平台姿态旋转机动的姿态角变化量P_gyro；

S3，卫星平台保持姿态静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动后的姿态角P₁；通过P₁-P₀计算姿态旋转机动的姿态角P_ST作为平台姿态旋转机动的基准姿态角；

S4，计算星敏感器确定的姿态角P_ST与陀螺确定的姿态角P_gyro之间的偏差姿态角△P，并计算标定轴正向标度因数偏差△k₊＝△P/ω_t；

S5，重复步骤S1～步骤S4，得到标定轴负向标度因数偏差△k_-，其中，步骤S2中为绕标定轴以目标姿态角速度ω_t进行负向旋转；

S6，取标定轴正向标度因数偏差△k₊和负向标度因数偏差△k_-的平均值，作为标定轴标度因数修正量△k_轴；

S7，用步骤S6计算的标定轴标度因数修正量△k_轴对陀螺标定因数进行修正，得到标定轴新的标度因数。

可选的，所述的陀螺积分使用的姿态角速度，是陀螺输出值进行了零位偏移修正后的测量值。

可选的，所述的卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准，对陀螺的零位偏移进行在轨标定和修正，具体包含：

步骤a，卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准；

步骤b，用陀螺输出的角速度计算四元数q_gyro；

步骤c，计算星敏感器输出四元数q_st与陀螺计算的四元数q_gyro之间的偏差四元数△q，并对偏差四元数△q进行归一化处理；

步骤d，对偏差四元数的矢量部分滤波得到陀螺的零位偏移ω₀；

步骤e，以标定的陀螺零位偏移对陀螺的测量输出进行修正。

可选的，所述的标定轴为X轴、Y轴、Z轴。

可选的，所述的卫星平台保持对地定向姿态静止稳定控制，其中，平台稳定度不低于0.05°/s，星敏感器输出姿态角测量精度不低于60″，采样周期T不低于200ms，持续时间不低于300s。

可选的，所述的姿态旋转机动控制指平台以目标角速度旋转3圈，旋转过程角速度控制误差不大于0.05°/s。

可选的，所述的星敏感器测量精度至少比被标定陀螺的测量精度高一个数量级。

可选的，所述的目标姿态角速度ω_t不低于陀螺测量范围10％。

与现有技术相比，本发明具有如下优点：

本发明采用的方法，解决了陀螺在轨长期工作产生的性能指标下降问题。通过对陀螺零位偏移和标度因数的标定和修正，能够保证航天器平台在全寿命周期内的高精高稳控制和快速稳定姿态机动控制，为任务实施提供保障条件。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，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为本发明提供的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法的流程图；

图2为单轴标度因数标定过程图；

图3为陀螺三轴标定顺序图；

图4为单轴姿态旋转机动过程图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施方式对本发明提出的方案作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图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方式的目的。

本发明的标度因数标定是以卫星平台(以下简称平台)的姿态旋转机动作为陀螺测量的基准角速度，以星敏感器的测量值作为姿态机动前后平台姿态角变化的基准。为了提高标度因数标定的准确性，平台应尽可能快地起旋到目标姿态角速度，姿态旋转整圈数，旋转结束后尽可能快地消旋至稳定状态。为了获取足够的采样数据，采样周期不低于200ms，采样时间不低于400s。结合图1～图4所示，本发明的方法包括如下步骤：

S1，卫星平台保持姿态静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动前的姿态角P₀；其中，卫星平台保持姿态静止稳定控制可以是：卫星平台保持对地定向姿态静止稳定控制，其中，平台稳定度不低于0.05°/s，星敏感器输出姿态角测量精度不低于60″，采样周期T不低于200ms，持续时间不低于300s；所述的星敏感器测量精度至少比被标定陀螺的测量精度高一个数量级。此外，卫星平台保持姿态静止稳定控制还可以是保持惯性定向或对日定向姿态静止稳定控制。

S2，卫星平台以目标姿态角速度ω_t(以不低于陀螺测量范围10％的角速度作为目标角速度ω_t，限幅10°/s)绕标定轴进行正向姿态旋转机动，旋转过程中采集陀螺的输出值，以平台姿态旋转机动前的姿态角P₀为初值，通过陀螺积分，计算平台姿态旋转机动的姿态角变化量P_gyro；

所述的陀螺标定轴，指陀螺的X、Y、Z中的任一轴，顺序无先后要求；

所述的姿态旋转机动控制如图4所示，指平台以目标角速度旋转3圈，旋转过程角速度控制误差不大于0.05°/s；

所述的陀螺积分使用的姿态角速度，是陀螺输出值进行了零位偏移修正后的测量值。卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准，对陀螺的零位偏移进行在轨标定和修正，具体包含：

步骤a，卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准；

步骤b，用陀螺输出的角速度计算四元数q_gyro；

步骤c，计算星敏感器输出四元数q_st与陀螺计算的四元数q_gyro之间的偏差四元数△q，并对偏差四元数△q进行归一化处理；

步骤d，对偏差四元数的矢量部分滤波得到陀螺的零位偏移ω₀；

步骤e，以标定的陀螺零位偏移对陀螺的测量输出进行修正。

S3，卫星平台保持对地定向静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动后的姿态角P₁；通过P₁-P₀计算姿态旋转机动的姿态角P_ST作为平台姿态旋转机动的基准姿态角；在步骤S1、S3中，所述的卫星平台处于姿态静止控制，作为卫星平台姿态旋转机动前后的姿态角基准；所述的姿态旋转机动前后姿态角变化量的偏差P_ST是以星敏感器测量的姿态旋转机动前后姿态角变化量为基准；

S4，计算星敏感器确定的姿态角P_ST与陀螺确定的姿态角P_gyro之间的偏差姿态角△P，并计算标定轴正向标度因数偏差△k₊＝△P/ω_t；

S5，重复步骤S1～步骤S4，得到标定轴负向标度因数偏差△k_-，其中，步骤S2中为绕标定轴以目标姿态角速度ω_t进行负向旋转；即，在获得标定轴正向和负向标度因数偏差时，所述的卫星平台以目标姿态角速度分别绕标定轴进行正向和反向旋转；

S6，取标定轴正向标度因数偏差△k₊和负向标度因数偏差△k_-的平均值，作为标定轴标度因数修正量△k_轴；即，所述标定轴标度因数修正量是取正向标度因数偏差和负向标度因数的平均值。

S7，用步骤S6计算的标定轴标度因数修正量△k_轴对陀螺标定因数进行修正，得到标定轴新的标度因数。

下面以对X轴进行标定作为一个具体示例，对本发明进行说明。

步骤一：估计X轴零位偏移

1.卫星平台保持对地定向静止稳定控制，静止稳定定义为稳定度不低于0.05°/s，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准，星敏感器输出姿态角测量精度不低于60″，采样周期T不低于200ms，采样时间不低于1300s；

2.用陀螺输出的角速度计算四元数q_gyro；

3.计算星敏感器输出四元数q_st与陀螺计算的四元数q_gyro之间的偏差四元数△q，并对偏差四元数△q进行归一化处理；

4.对偏差四元数的矢量部分滤波得到陀螺的零位偏移ω₀；

5.以标定的陀螺零位偏移对陀螺的测量输出进行修正。

步骤二：+X向标度因数标定

1.平台保持三轴对地零姿态稳定控制，采用星敏感器测量平台的姿态角信息；其中平台稳定度不低于0.05°/s，姿态测量精度不低于60″，持续时间不低于300s；以星敏感器测量的平台姿态角作为平台姿态旋转机动前的姿态角P₀；

2.平台绕+X轴以目标姿态角速度ω_t(4°/s)旋转3圈，旋转时间不超过400s，过程中采集陀螺的测量信息，采样周期为200ms；以P₀为姿态角初值，通过陀螺积分(陀螺输出值进行零位偏移修正后作为陀螺测量值)，计算姿态旋转机动的姿态角P_gyro；

3.平台保持三轴对地零姿态稳定控制，采用星敏感器测量平台的姿态角信息；其中平台稳定度不低于0.05°/s，姿态测量精度不低于60″，持续时间不低于300s；以星敏感器测量的平台姿态角作为平台姿态旋转机动后的姿态角P₁；通过P₁-P₀计算姿态旋转机动的姿态角P_ST作为平台姿态旋转机动的基准姿态角；

4.计算星敏感器确定的姿态角P_ST与陀螺确定的姿态角P_gyro之间的偏差姿态角△P；

5.计算+X向标度因数修正量△k₊＝△P/ω_t。

步骤三：-X向标度因数标定

1.平台保持三轴对地零姿态稳定控制，采用星敏感器测量平台的姿态角信息；其中平台稳定度不低于0.05°/s，姿态测量精度不低于60″，持续时间不低于300s；以星敏感器测量的平台姿态角作为平台姿态旋转机动前的姿态角P₀；

2.平台绕-X轴以目标姿态角速度ω_t(4°/s)旋转3圈，旋转时间不超过400s，过程中采集陀螺的测量信息，采样周期为200ms；以P₀为姿态角初值，通过陀螺积分(陀螺输出值进行零位偏移修正后作为陀螺测量值)，计算姿态旋转机动的姿态角P_gyro；

3.平台保持三轴对地零姿态稳定控制，采用星敏感器测量平台的姿态角信息；其中平台稳定度不低于0.05°/s，姿态测量精度不低于60″，持续时间不低于300s；以星敏感器测量的平台姿态角作为平台姿态旋转机动后的姿态角P₁；通过P₁-P₀计算姿态旋转机动的姿态角P_ST作为平台姿态旋转机动的基准姿态角；

4.计算星敏感器确定的姿态角P_ST与陀螺确定的姿态角P_gyro之间的偏差姿态角△P；

5.计算-X向标度因数修正量△k_-＝△P/ω_t。

步骤四：计算X轴标度因数修正量

X轴标度因数修正量△k_x＝(△k₊+△k_-)/2

至此完成了对X轴标度因数修正量的计算。

然后，再按照步骤一～步骤四的方法依次进行Y、Z轴标度因数修正量的计算。

综上所述，本发明通过星敏感器测量的姿态角作为卫星平台姿态旋转机动前后的姿态角基准；通过陀螺积分(陀螺输出值进行零位修正后作为陀螺测量值)，计算平台姿态旋转机动的姿态角；通过星敏感器和陀螺计算的平台姿态旋转机动姿态角偏差，解算陀螺的标度因数。本发明通过卫星平台的姿态旋转机动，为陀螺提供敏感数据，再以比陀螺测量精度更高的星敏感器作为测量基准，对陀螺的标度因数进行标定和修正，有效地解决了陀螺长期在轨性能参数下降问题，为长寿命卫星平台高精高稳控制和快速稳定姿态机动控制提供了高精度的测量保障。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (8)

1.一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的姿态机动是指一定时间内以恒定的旋转角速度旋转整周的姿态机动控制，所述方法包括：

S1，卫星平台保持姿态静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动前的姿态角P₀；

S2，卫星平台以目标姿态角速度ω_t绕标定轴进行正向姿态旋转机动，旋转过程中采集陀螺的输出值，以平台姿态旋转机动前的姿态角P₀为初值，通过陀螺积分，计算平台姿态旋转机动的姿态角变化量P_gyro；

S3，卫星平台保持姿态静止稳定控制，采集星敏感器的测量数据计算平台的姿态角，作为平台姿态旋转机动后的姿态角P₁；通过P₁-P₀计算姿态旋转机动的姿态角P_ST作为平台姿态旋转机动的基准姿态角；

S4，计算星敏感器确定的姿态角P_ST与陀螺确定的姿态角P_gyro之间的偏差姿态角△P，并计算标定轴正向标度因数偏差△k₊＝△P/ω_t；

S5，重复步骤S1～步骤S4，得到标定轴负向标度因数偏差△k_-，其中，步骤S2中为绕标定轴以目标姿态角速度ω_t进行负向旋转；

S6，取标定轴正向标度因数偏差△k₊和负向标度因数偏差△k_-的平均值，作为标定轴标度因数修正量△k_轴；

S7，用步骤S6计算的标定轴标度因数修正量△k_轴对陀螺标定因数进行修正，得到标定轴新的标度因数。

2.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的陀螺积分使用的姿态角速度，是陀螺输出值进行了零位偏移修正后的测量值。

3.根据权利要求2所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准，对陀螺的零位偏移进行在轨标定和修正，具体包含：

步骤a，卫星平台保持姿态静止稳定控制，以采集的星敏感器输出的姿态角信息作为平台姿态角基准；

步骤b，用陀螺输出的角速度计算四元数q_gyro；

步骤c，计算星敏感器输出四元数q_st与陀螺计算的四元数q_gyro之间的偏差四元数△q，并对偏差四元数△q进行归一化处理；

步骤d，对偏差四元数的矢量部分滤波得到陀螺的零位偏移ω₀；

步骤e，以标定的陀螺零位偏移对陀螺的测量输出进行修正。

4.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的标定轴为X轴、Y轴、Z轴。

5.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的卫星平台保持对地定向姿态静止稳定控制，其中，平台稳定度不低于0.05°/s，星敏感器输出姿态角测量精度不低于60″，采样周期T不低于200ms，持续时间不低于300s。

6.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的姿态旋转机动控制指平台以目标角速度旋转3圈，旋转过程角速度控制误差不大于0.05°/s。

7.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的星敏感器测量精度至少比被标定陀螺的测量精度高一个数量级。

8.根据权利要求1所述的一种基于姿态机动的陀螺在轨标定方法，其特征在于，所述的目标姿态角速度ω_t不低于陀螺测量范围10％。