專(zhuān)利名稱(chēng)：基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天器偽速率的估計(jì)方法。
背景技術(shù)：
航天器偽速率是指在航天器上無(wú)陀螺或是陀螺故障的情況下采用其它姿態(tài)元件
信息獲得的航天器的姿態(tài)角速度。對(duì)于航天器偽速率的獲得，一般有兩類(lèi)方法 第一類(lèi)方法是只使用姿態(tài)敏感器的測(cè)量信息計(jì)算偽速率，比如利用太陽(yáng)敏感器的
測(cè)量信息，進(jìn)行簡(jiǎn)單的姿態(tài)濾波，然后進(jìn)行姿態(tài)差分得到偽速率；或是利用星敏感器的測(cè)量
信息，運(yùn)用四元數(shù)乘法原理，從而得到偽速率。這類(lèi)方法存在兩方面的問(wèn)題， 一個(gè)是測(cè)量精
度不高，二是在航天器進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)的過(guò)程中，由于采用姿態(tài)差分的方式，會(huì)引入較大的計(jì)
算誤差。 第二類(lèi)方法是只使用飛輪的角動(dòng)量的測(cè)量信息計(jì)算偽速率，利用航天器的姿態(tài)動(dòng) 力學(xué)方程，對(duì)其積分便可得到偽速率。這類(lèi)方法中雖然飛輪的測(cè)量精度高，但需要偽速率的 積分初值，然而，只利用飛輪的信息是無(wú)法確定偽速率積分初值的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是為了解決現(xiàn)有估計(jì)航天器偽速率的方法存在偽速率估計(jì)精度低的問(wèn)題， 從而提供一種基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的 估計(jì)方法。 基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì) 方法，它由以下步驟完成 步驟一、采用星敏感器測(cè)量航天器的姿態(tài)，并對(duì)測(cè)量到航天器姿態(tài)進(jìn)行角度差分， 獲得航天器的姿態(tài)差分角速度"sk; 步驟二、采集飛輪的角動(dòng)量信息，并根據(jù)獲得的角動(dòng)量信息，結(jié)合航天器的姿態(tài)動(dòng) 力學(xué)方程，獲得航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)； 步驟三、根據(jù)步驟二獲得的航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù) 測(cè)，獲得航天器偽速率的預(yù)測(cè)值； 步驟四、設(shè)定步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值的濾波增益系數(shù)，獲得增益系 數(shù)值； 步驟五、以步驟一獲得的航天器姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，利 用步驟四獲得的濾波增益系數(shù)對(duì)步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值進(jìn)行濾波更新，獲得 航天器偽速率的估計(jì)值； 步驟六、根據(jù)步驟五獲得的航天器偽速率的估計(jì)值，調(diào)整增益系數(shù)值，從而調(diào)整航
天器偽速率的估計(jì)值，實(shí)現(xiàn)航天器偽速率的估計(jì)。 步驟一中航天器的姿態(tài)差分角速度"a是根據(jù)公式
4
敏感器鄰 式中Hwk為當(dāng)前時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值，Hwk—工為上一時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值。
步驟三所述根據(jù)步驟二獲得的航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù) 測(cè)的方法是根據(jù)公式
= 一廠乂化^，" + d x d + D)
完成的；其中^^/w為航天器偽速率的預(yù)測(cè)值，^^:為航天器偽速率上一時(shí)刻的 所述航天器的姿態(tài)差分角速度"sk為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的姿態(tài)差分角速 度；航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率導(dǎo)數(shù)；航天器偽速率的預(yù) 測(cè)值為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的預(yù)測(cè)值；濾波增益系數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的 濾波增益系數(shù)；航天器偽速率的濾波更新為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率的濾波更 新。 有益效果本發(fā)明為現(xiàn)有的兩種方法的結(jié)合，在航天器處于穩(wěn)定定向模式下時(shí)，航 天器偽速率的估計(jì)精度平均由百分之幾度/秒提高至千分之幾度/秒；航天器在處于機(jī)動(dòng) 模式下時(shí)，非機(jī)動(dòng)軸方向航天器偽速率的估計(jì)精度平均由百分之幾度/秒提高至千分之幾 度/秒，機(jī)動(dòng)軸方向的航天器偽速率的估計(jì)精度平均提高了百分之二度/秒。


圖1是本發(fā)明的方法的原理框圖。
具體實(shí)施例方式
具體實(shí)施方式
一、結(jié)合圖1說(shuō)明本具體實(shí)施方式
，基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息 和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，它由以下步驟完成
步驟一、采用星敏感器測(cè)量航天器的姿態(tài)，并對(duì)測(cè)量到航天器姿態(tài)進(jìn)行角度差分， 獲得航天器的姿態(tài)差分角速度"sk; 步驟二、采集飛輪的角動(dòng)量信息，并根據(jù)獲得的角動(dòng)量信息，結(jié)合航天器的姿態(tài)動(dòng) 力學(xué)方程，獲得航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)； 步驟三、根據(jù)步驟二獲得的航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù) 測(cè)，獲得航天器偽速率的預(yù)測(cè)值； 步驟四、設(shè)定步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值的濾波增益系數(shù)，獲得增益系 數(shù)值； 步驟五、以步驟一獲得的航天器姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，利 用步驟四獲得的濾波增益系數(shù)對(duì)步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值進(jìn)行濾波更新，獲得 航天器偽速率的估計(jì)值； 步驟六、根據(jù)步驟五獲得的航天器偽速率的估計(jì)值，調(diào)整增益系數(shù)值，從而調(diào)整航
天器偽速率的估計(jì)值，實(shí)現(xiàn)航天器偽速率的估計(jì)。 步驟一中航天器的姿態(tài)差分角速度"sk是根據(jù)公式
A — A i =* " 完成的；e k為當(dāng)前時(shí)刻星敏感器測(cè)得的航天器三軸的姿態(tài)角，e k—工為上一時(shí)刻星 敏感器測(cè)得的航天器三軸的姿態(tài)角，st為濾波周期。 步驟二中所述的航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為/f^ + wx(/ry +丑w)-7;+7; =--^ + rrf 式中"為航天器的姿態(tài)角速度，I為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量陣，Hw為飛輪的角動(dòng)量，T。 為控制力矩，Td為干擾力矩；
獲得的航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)為 J好 = -廠1 (——^ + ft> X (/0> +仏))
J仏—l _好"l 式中Hwk為當(dāng)前時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值，Hwk—工為上一時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值。
步驟三所述根據(jù)步驟二獲得的航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù) 測(cè)的方法是根據(jù)公式
= t^-i + "/t&
64/5頁(yè)=-廠i( ^ & ww + d x +好』 完成的；其中t^w為航天器偽速率的預(yù)測(cè)值，^+為航天器偽速率上一時(shí)刻的
濾波更新值。 步驟四航天器偽速率的濾波增益系數(shù)的設(shè)定范圍為0. 1 0. 9。 步驟五所述以步驟一獲得的航天器姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，
利用步驟四獲得的濾波增益系數(shù)對(duì)步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值進(jìn)行濾波更新是
根據(jù)公式 ^ = + K -U 完成的；式中A即為估計(jì)得到的偽速率，t^n為航天器偽速率的預(yù)測(cè)值，Kw為濾波增益系數(shù)； 所述航天器的姿態(tài)差分角速度"sk為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的姿態(tài)差分角速度；航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率導(dǎo)數(shù)；航天器偽速率的預(yù)測(cè)值為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的預(yù)測(cè)值；濾波增益系數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的濾波增益系數(shù)；航天器偽速率的濾波更新為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率的濾波更新。 本發(fā)明硬件安裝過(guò)程及實(shí)現(xiàn)航天器偽速率的估計(jì)方法的步驟是首先將1個(gè)星敏感器安裝在航天器上，使星敏感器的光軸沿著航天器偏航方向，其它兩個(gè)方向分別沿著航天器的滾動(dòng)方向和俯仰方向；將三個(gè)飛輪分別安裝在航天器的滾轉(zhuǎn)方向、俯仰方向和偏航方向。星敏感器測(cè)得航天器的姿態(tài)以后，對(duì)姿態(tài)進(jìn)行角度差分，即得到航天器的姿態(tài)差分角速度，然后根據(jù)飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息，結(jié)合航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程，計(jì)算航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)，進(jìn)而進(jìn)行偽速率的一步預(yù)測(cè)，初步設(shè)定濾波的增益系數(shù)后，以姿態(tài)差分角速度作為偽速率的測(cè)量量，進(jìn)行偽速率的濾波更新，最后，根據(jù)偽速率的估計(jì)結(jié)果，適當(dāng)?shù)卣{(diào)整濾波增益系數(shù)，使估計(jì)得到的偽速率的精度達(dá)到最佳，即實(shí)現(xiàn)了航天器偽速率的估計(jì)。
下面以一般的剛性衛(wèi)星為實(shí)例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行說(shuō)明。
計(jì)算姿態(tài)差分角速度
「 ， n ft), &/ 1 其中"sk為當(dāng)前時(shí)刻星體三軸的姿態(tài)差分角速度，ek為當(dāng)前時(shí)刻星敏感期測(cè)得
的星體三軸的姿態(tài)角，9H為上一時(shí)刻星敏感期測(cè)得的星體三軸的姿態(tài)角，St為濾波周期。 計(jì)算偽速率的導(dǎo)數(shù)
衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為
/5仔 似+ —/6> + &) = 7;+7; =--^ + L 其中"為星體的姿態(tài)角速度，I為星體的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量陣，H,為飛輪的角動(dòng)量，T。為控制力矩，Td為干擾力矩。 由于干擾力矩很小，對(duì)偽速率的計(jì)算影響也非常小，因而可以忽略干擾，進(jìn)而可得到偽速率的導(dǎo)數(shù)方程為
復(fù)
—好W —及w/t-l
其中Hwk為當(dāng)前時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值，Hwk—工為上一時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值。偽速率的一步預(yù)測(cè)
m 一 一廠1 f好i"—
+ ^t_1x 1+JHwJ)
其中《/4-1為偽速率的預(yù)測(cè)值，w"i為偽速率上一步的濾波更新值。初步設(shè)定濾波增益系數(shù)l
偽速率的濾波更新A = A"—i + K - A"—i)
其中f^即為估計(jì)得到的偽速率，(^^—i為偽速率的一步預(yù)測(cè)值，K為濾波增益，為星體的姿態(tài)差分角速度。 根據(jù)濾波效果，適當(dāng)?shù)卣{(diào)整濾波增益系數(shù)，從而得到最終的偽速率。
權(quán)利要求
基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征是它由以下步驟完成步驟一、采用星敏感器測(cè)量航天器的姿態(tài)，并對(duì)測(cè)量到航天器姿態(tài)進(jìn)行角度差分，獲得航天器的姿態(tài)差分角速度ωsk；步驟二、采集飛輪的角動(dòng)量信息，并根據(jù)獲得的角動(dòng)量信息，結(jié)合航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程，獲得航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)；步驟三、根據(jù)步驟二獲得的航天器的偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù)測(cè)，獲得航天器偽速率的預(yù)測(cè)值；步驟四、設(shè)定步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值的濾波增益系數(shù)，獲得增益系數(shù)值；步驟五、以步驟一獲得的航天器姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，利用步驟四獲得的濾波增益系數(shù)對(duì)步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值進(jìn)行濾波更新，獲得航天器偽速率的估計(jì)值；步驟六、根據(jù)步驟五獲得的航天器偽速率的估計(jì)值，調(diào)整增益系數(shù)值，從而調(diào)整航天器偽速率的估計(jì)值，實(shí)現(xiàn)航天器偽速率的估計(jì)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于步驟一中航天器的姿態(tài)差分角速度Oa是根據(jù)公式<formula>formula see original document page 2</formula>獲得的；式中ek為當(dāng)前時(shí)刻星敏感器測(cè)得的航天器三軸的姿態(tài)角，ek—工為上一時(shí)刻星敏感器測(cè)得的航天器三軸的姿態(tài)角，st為濾波周期。
3. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于步驟二中所述的航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為式中"為航天器的姿態(tài)角速度，I為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量陣，^為飛輪的角動(dòng)量，T。為控制力矩，Td為干擾力矩；獲得的航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)為= —好W!式中Hwk為當(dāng)前時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值，Hwk—工為上一時(shí)刻飛輪角動(dòng)量的測(cè)量值。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于步驟三所述根據(jù)步驟二獲得的航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)，對(duì)航天器偽速率進(jìn)行一步預(yù)測(cè)的方法是根據(jù)公式^W:A-1+一完成的；其中f^/n為航天器偽速率的預(yù)測(cè)值，^^為航天器偽速率上一時(shí)刻的濾波更新值。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于步驟四航天器偽速率的濾波增益系數(shù)的設(shè)定范圍為0. 1 0. 9。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于步驟五所述以步驟一獲得的航天器姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，利用步驟四獲得的濾波增益系數(shù)對(duì)步驟三獲得的航天器偽速率的預(yù)測(cè)值進(jìn)行濾波更新是根據(jù)公式完成的；式中^^即為估計(jì)得到的偽速率，f^M—i為航天器偽速率的預(yù)測(cè)值，l為濾波增益系數(shù)；
7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，其特征在于航天器的姿態(tài)差分角速度"sk為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的姿態(tài)差分角速度；航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率導(dǎo)數(shù)；航天器偽速率的預(yù)測(cè)值為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的預(yù)測(cè)值；濾波增益系數(shù)為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的濾波增益系數(shù)；航天器偽速率的濾波更新為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三個(gè)方向的偽速率的濾波更新。
全文摘要
基于星敏感器的姿態(tài)測(cè)量信息和飛輪的角動(dòng)量測(cè)量信息的航天器偽速率的估計(jì)方法，涉及航天器偽速率的估計(jì)方法。它解決了現(xiàn)有方法偽速率估計(jì)精度低的問(wèn)題。其實(shí)現(xiàn)方法是采用星敏感器測(cè)量航天器的姿態(tài)，進(jìn)行角度差分后獲得航天器的姿態(tài)差分角速度；采集飛輪的角動(dòng)量信息，并根據(jù)獲得的角動(dòng)量信息，結(jié)合航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程，獲得航天器偽速率的導(dǎo)數(shù)，并進(jìn)行航天器偽速率一步預(yù)測(cè)；設(shè)定濾波的增益系數(shù)后，以姿態(tài)差分角速度作為航天器偽速率的測(cè)量值，進(jìn)行航天器偽速率的濾波更新，獲得航天器偽速率的估計(jì)值，根據(jù)此估計(jì)值調(diào)整濾波的增益系數(shù)值，從而調(diào)整使航天器偽速率的估計(jì)值，完成航天器偽速率的估計(jì)。本發(fā)明適用于航天器偽速率的估計(jì)場(chǎng)合。
文檔編號(hào)G01P3/00GK101706512SQ200910073259
公開(kāi)日2010年5月12日 申請(qǐng)日期2009年11月25日 優(yōu)先權(quán)日2009年11月25日
發(fā)明者盧偉, 耿云海, 陳雪芹 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)