本發(fā)明涉及衛(wèi)星姿態(tài)確定技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法。

背景技術(shù)：

高精度高穩(wěn)定度三軸穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)確定系統(tǒng)一般配置高精度的慣性基準(zhǔn)單元來測(cè)量衛(wèi)星慣性角速度，同時(shí)還配置高精度的光學(xué)敏感器如星敏感器等。對(duì)于具有轉(zhuǎn)速部件(陀螺)的慣性基準(zhǔn)單元來說，很難達(dá)長壽命要求，或者需要較高的代價(jià)。而光學(xué)敏感器較易達(dá)到長壽命。從國內(nèi)高精度高穩(wěn)定度三軸穩(wěn)定衛(wèi)星在軌運(yùn)行情況來看，慣性基準(zhǔn)單元的陀螺發(fā)生故障的概率較星敏感器等光學(xué)敏感器的高。為提高姿軌控系統(tǒng)的可靠性和壽命，不用陀螺的姿態(tài)確定技術(shù)是一種必要的備份措施。

不用陀螺獲得衛(wèi)星慣性角速度的方法有多種，本發(fā)明利用衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型和多種光學(xué)敏感器的姿態(tài)信息，利用卡爾曼估計(jì)方法確定衛(wèi)星角速度估計(jì)算法和姿態(tài)角估計(jì)算法，并對(duì)多敏感器的姿態(tài)信息進(jìn)行了融合處理。

目前，不用陀螺的三軸衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)一般僅用星敏感器估計(jì)衛(wèi)星姿態(tài)和姿態(tài)角速度，在星敏感器十幾分鐘數(shù)據(jù)無效的情況下，受限于衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型的精確度，衛(wèi)星姿態(tài)會(huì)逐漸漂大，可能會(huì)影響衛(wèi)星正常工作。本發(fā)明融合了多種姿態(tài)敏感器，在某一種敏感器數(shù)據(jù)無效時(shí)也不可保證衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定控制。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法和系統(tǒng)，可在慣性基準(zhǔn)單元的陀螺故障情況下，利用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器進(jìn)行衛(wèi)星慣性角速度的估計(jì)，以保持衛(wèi)星正常的姿態(tài)控制。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法，其特點(diǎn)是，該方法包含：

采用衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星慣性角速度的狀態(tài)方程，采用用衛(wèi)星姿態(tài)角獲取值和衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到慣性角速度的觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到角速度獲取增益系數(shù)矩陣和慣性角速度獲取的誤差方差陣；

采用衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星姿態(tài)角的狀態(tài)方程，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角得到姿態(tài)觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到姿態(tài)角獲取增益系數(shù)矩陣和姿態(tài)角獲取的誤差方差陣；

同時(shí)利用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)角的獲取，并將星敏感器姿態(tài)測(cè)量值作為基準(zhǔn)。

上述衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如式(1)：

式(1)中，h為飛輪角動(dòng)量、ω為星體慣性角速度、I為星體慣量矩陣、T_d為干擾力矩；

衛(wèi)星在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可以簡(jiǎn)化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)為衛(wèi)星三軸慣性角速度；為衛(wèi)星三軸姿態(tài)角速度；φ，θ，ψ為衛(wèi)星三軸姿態(tài)角，ω₀為衛(wèi)星軌道角速度；

設(shè)r為角速度觀測(cè)誤差，則星體慣性角速度的觀測(cè)方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中yr為星體慣性角速度的觀測(cè)值。

上利要求1所述的三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法，其特征在于，所述衛(wèi)星在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程中慣性角速度由慣性角速度獲取值代替，如式(4)：

式(4)中，是慣性角速度獲取值，w_i(i＝x,y,z)表示運(yùn)動(dòng)學(xué)模型誤差，主要來源于角速度獲取誤差；

衛(wèi)星姿態(tài)角可以由姿態(tài)敏感器的輸出信息得到，因此角度獲取器的觀測(cè)方程如式(5)：

x_m＝x+r_m (5)

其中，x為衛(wèi)星姿態(tài)角，r_m為姿態(tài)測(cè)量誤差。

一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取系統(tǒng)，其特點(diǎn)是，該系統(tǒng)包含：

衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊，其采用衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星慣性角速度的狀態(tài)方程，采用衛(wèi)星姿態(tài)角獲取值和衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到慣性角速度的觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到角速度獲取增益系數(shù)矩陣和慣性角速度獲取的誤差方差陣；

衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊，其采用衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星姿態(tài)角的狀態(tài)方程，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角得到姿態(tài)觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到姿態(tài)角獲取增益系數(shù)矩陣和姿態(tài)角獲取的誤差方差陣；

衛(wèi)星姿態(tài)獲取模塊，其連接衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊和衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊的輸出，同時(shí)利用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)角的獲取，并將星敏感器姿態(tài)測(cè)量值作為基準(zhǔn)。

本發(fā)明三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法和系統(tǒng)和現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)在于，本發(fā)明提出了不用陀螺僅用光學(xué)敏感器進(jìn)行姿態(tài)估計(jì)的方法，在慣性基準(zhǔn)單元陀螺故障的情況下，可以利用星上的光學(xué)敏感器資源、衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程進(jìn)行卡爾曼估計(jì)，得到衛(wèi)星的慣性角速度和姿態(tài)角，為衛(wèi)星的姿態(tài)控制提供基礎(chǔ)，通過對(duì)多種敏感器信息的融合可以保證系統(tǒng)連續(xù)有效的姿態(tài)信息，有利于提高衛(wèi)星角速度的估計(jì)精度，因此可以作為衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)姿態(tài)確定的一種備份方案，有利于提高衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)的可靠性；

本發(fā)明取得了不用慣性基準(zhǔn)單元，星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角可同時(shí)用于衛(wèi)星姿態(tài)角估計(jì)，并將星敏感器姿態(tài)確定值作為姿態(tài)測(cè)量基準(zhǔn)值，因此可以提高衛(wèi)星姿態(tài)角測(cè)量信息的連續(xù)有效性，有利于提高衛(wèi)星慣性角速度估計(jì)的精度；

本發(fā)明充分利用光學(xué)敏感器資源可以得到連續(xù)有效的姿態(tài)信息，對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型的精確性要求降低；

本發(fā)明僅用光學(xué)敏感器進(jìn)行衛(wèi)星慣性角速度估計(jì)，可作為三軸穩(wěn)定衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)姿態(tài)確定的備份方案，可提高衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)的可靠性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法的流程圖。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖，進(jìn)一步說明本發(fā)明的具體實(shí)施例。

如圖1所示，本發(fā)明公開了一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取方法，該方法包含：

S1、采用衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星慣性角速度的狀態(tài)方程，采用用衛(wèi)星姿態(tài)角獲取值和衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到慣性角速度的觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到角速度獲取增益系數(shù)矩陣和慣性角速度獲取的誤差方差陣。

帶有大型柔性附件的衛(wèi)星在姿態(tài)穩(wěn)定時(shí)對(duì)衛(wèi)星的耦合干擾力矩可以忽略，因此衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程描述為剛體模型，所以上述衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如式(1)：

式(1)中，h為飛輪角動(dòng)量、ω為星體慣性角速度、I為星體慣量矩陣、T_d為干擾力矩；

衛(wèi)星在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可以簡(jiǎn)化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)為衛(wèi)星三軸慣性角速度；為衛(wèi)星三軸姿態(tài)角速

度；φ，θ，ψ為衛(wèi)星三軸姿態(tài)角，ω₀為衛(wèi)星軌道角速度；

得到角速度估計(jì)器的狀態(tài)方程如：其中B′＝I^-1，v為干擾力矩的隨機(jī)誤差。

設(shè)r為角速度觀測(cè)誤差，則星體慣性角速度的觀測(cè)方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中yr為星體慣性角速度的觀測(cè)值。

根據(jù)敏感器的姿態(tài)確定誤差可以得到觀測(cè)誤差的方差陣QN＝E{rr'}。

利用卡爾曼估計(jì)器設(shè)計(jì)函數(shù)可以求得角速度估計(jì)器的增益系數(shù)陣K和角速度估計(jì)誤差方差陣P，于是得到衛(wèi)星慣性角速度估計(jì)值：

其中，

其中，T_g(k)為衛(wèi)星受到的環(huán)境干擾力矩，ω₀為衛(wèi)星軌道角速度，Ts為計(jì)算周期，姿態(tài)估計(jì)值由姿態(tài)估計(jì)器得到。

S2、采用衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星姿態(tài)角的狀態(tài)方程，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角得到姿態(tài)觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到姿態(tài)角獲取增益系數(shù)矩陣和姿態(tài)角獲取的誤差方差陣。

衛(wèi)星在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程中慣性角速度由慣性角速度獲取值代替，如式(4)：

式(4)中，是慣性角速度獲取值，w_i(i＝x,y,z)表示運(yùn)動(dòng)學(xué)模型誤差，主要來源于角速度獲取誤差。

由衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到姿態(tài)角度估計(jì)器的狀態(tài)方程：

其中，狀態(tài)量輸入量

衛(wèi)星姿態(tài)角可以由姿態(tài)敏感器的輸出信息得到，因此角度獲取器的觀測(cè)方程如式(5)：

x_m＝x+r_m (5)

其中，x為衛(wèi)星姿態(tài)角，r_m為姿態(tài)測(cè)量誤差，可近似為姿態(tài)敏感器的姿態(tài)確定誤差。

利用卡爾曼估計(jì)器設(shè)計(jì)函數(shù)可以求得角度估計(jì)器的增益系數(shù)陣L和角度估計(jì)誤差方差陣P′，從而得到卡爾曼估計(jì)的姿態(tài)角，如下：

其中，L_x＝L(1,1)，L_y＝L(2,2)，L_z＝L(3,3)。

S3、在S1和S2的基礎(chǔ)上，同時(shí)利用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)角的獲取，并將星敏感器姿態(tài)測(cè)量值作為基準(zhǔn)。

星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器均可利用時(shí)，以星敏感器測(cè)量信息作為姿態(tài)基準(zhǔn)，則姿態(tài)估計(jì)器可以寫為：

其中，L_mx、L_mx、L_mx和L_ST均為增益系數(shù)，L_Bx、L_By和L_Bz為姿態(tài)基準(zhǔn)修正系數(shù)。星敏感器積分限幅值根據(jù)基準(zhǔn)偏差的最大值及修正系數(shù)L_Bx、L_By和L_Bz確定。

本發(fā)明還公開了一種三軸穩(wěn)定衛(wèi)星不用陀螺的姿態(tài)獲取系統(tǒng)，該系統(tǒng)包含：衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊、衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊、連接衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊和衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊輸出的衛(wèi)星姿態(tài)獲取模塊。

衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊用于采用衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星慣性角速度的狀態(tài)方程，采用衛(wèi)星姿態(tài)角獲取值和衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到慣性角速度的觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到角速度獲取增益系數(shù)矩陣和慣性角速度獲取的誤差方差陣；

衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊用于采用衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程作為關(guān)于衛(wèi)星姿態(tài)角的狀態(tài)方程，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角得到姿態(tài)觀測(cè)方程，通過卡爾曼獲取方法得到姿態(tài)角獲取增益系數(shù)矩陣和姿態(tài)角獲取的誤差方差陣；

衛(wèi)星姿態(tài)獲取模塊用于連接衛(wèi)星慣性角速度獲取模塊和衛(wèi)星姿態(tài)確定值獲取模塊的輸出，同時(shí)利用星敏感器、紅外地球敏感器和數(shù)字太陽敏感器的姿態(tài)確定角進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)角的獲取，并將星敏感器姿態(tài)測(cè)量值作為基準(zhǔn)。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實(shí)施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識(shí)到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對(duì)本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對(duì)于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。