本發(fā)明屬于航天器控制領(lǐng)域，尤其涉及一種三軸磁強計的輸出偏差估計方法。
背景技術(shù)：
本部分旨在為權(quán)利要求書中陳述的本發(fā)明的具體實施方式提供背景或上下文。此處的描述不因為包括在本部分中就承認(rèn)是現(xiàn)有技術(shù)。
在航天領(lǐng)域中，磁強計是常見的姿態(tài)敏感器，主要用于航天器姿態(tài)測量。由于磁強計功耗低、重量輕，受到環(huán)境的限制小，與其它姿態(tài)敏感器配合使用可確定航天器姿態(tài)，常用于中低軌航天器的姿態(tài)控制。航天器在軌運行時，由于空間環(huán)境因素的影響，磁強計的輸出可能會產(chǎn)生一定的偏差。磁強計輸出的偏差將導(dǎo)致姿態(tài)確定的誤差，從而影響航天器姿態(tài)控制的效果。而航天器在軌運行時無法直接測定磁強計的偏差，因此需要通過一定的方法估計磁強計的偏差，以校正磁強計的輸出。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
有鑒于此，本發(fā)明提供一種三軸磁強計偏差估計的方法。
一種三軸磁強計的輸出偏差估計方法，應(yīng)用于航天器，所述磁強計的輸出偏差包括偏差矢量和偏差矩陣，所述方法包括以下步驟：
利用雙矢量法確定從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣；
獲取所述磁強計的測量值；
建立所述磁強計的偏差模型，所述偏差模型用于定義所述磁強計的測量值、偏差矢量、偏差矩陣與所述姿態(tài)矩陣之間的關(guān)系；
利用卡爾曼濾波對所述偏差模型進行迭代運算，以實時估計所述偏差矢量和所述偏差矩陣。
進一步地，所述磁強計的偏差模型為：
m＝(i+d)-1(r-1mo+b)
其中，m為所述磁強計的測量值，b為所述偏差矢量，d為所述偏差矩陣，mo為所述軌道坐標(biāo)系下的地磁場矢量，r為所述姿態(tài)矩陣。
進一步地，所述“利用雙矢量法確定從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣”步驟包括：
根據(jù)雙矢量法得到從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣：
其中，
mx＝[x1x2x3]
my＝[y1y2y3]
mx為所述星體坐標(biāo)系下的方向余弦陣，x1、x2及x3為所述星體坐標(biāo)系下的單位矢量，
my為所述軌道坐標(biāo)系下的方向余弦陣，y1、y2及y3為所述軌道坐標(biāo)系下的單位矢量。
進一步地，所述“利用雙矢量法確定從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣”步驟還包括：
利用兩個參考姿態(tài)敏感器測量兩個不平行的參考矢量，得到航天器體坐標(biāo)系和參考坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)關(guān)系，其中，兩個參考姿態(tài)敏感器的測量值p、q與參考矢量po、qo與之間滿足關(guān)系：
po＝rp
qo＝rq
其中，po和qo為所述軌道坐標(biāo)系下互不平行的參考矢量，p、q為兩個不同參考姿態(tài)敏感器的測量值，以上矢量均為歸一化后的矢量，
所述軌道坐標(biāo)系和所述星體坐標(biāo)系的單位矢量滿足關(guān)系：
進一步地，在所述偏差模型中，令
mo＝h(x)
得到卡爾曼濾波的觀測方程
hk(xk)＝rk((i+dk)mk-bk)
其中，hk(xk)為k時刻的卡爾曼濾波估計中的觀測矢量，
系統(tǒng)觀測向量為
所述系統(tǒng)觀測向量x包括狀態(tài)向量xd，
xd＝[d11d22d23d12d13d23]t
所述狀態(tài)向量xd中各個元素為所述偏差矩陣d中的元素，所述偏差矩陣d為對角陣。
進一步地，所述磁強計的偏差在一段時期內(nèi)變化很小，得到卡爾曼濾波的系統(tǒng)方程為
xk＝xk-1。
本發(fā)明提供了一種三軸磁強計的輸出偏差估計方法，其中使用雙矢量法得到所述姿態(tài)矩陣，適用范圍廣，計算收斂快，精度高，可應(yīng)用于姿態(tài)穩(wěn)定的航天器，對于所述三軸磁強計及其他具有類似測量原理的三軸矢量敏感器的誤差分析、在軌校正以及后續(xù)設(shè)計也具有參考意義。
附圖說明
圖1為本發(fā)明優(yōu)選實施例提供的三軸磁強計偏差估計的方法的流程示意圖。
具體實施方式
下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。在不沖突的情況下，下述的實施例及實施例中的特征可以相互組合。
除非另有定義，本文所使用的所有的技術(shù)和科學(xué)術(shù)語與屬于本發(fā)明的技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員通常理解的含義相同。本文中在本發(fā)明的說明書中所使用的術(shù)語只是為了描述具體的實施例的目的，不是旨在于限制本發(fā)明。
磁強計是一種用于測定磁感應(yīng)強度的儀器，又稱為磁力計、高斯計。按照測量對象劃分，磁強計可分為矢量型磁強計和標(biāo)量型磁強計，矢量型磁強計即三軸磁強計，可測量磁場矢量的大小和方向，標(biāo)量型磁強計則只能測量磁場矢量的大小。
本發(fā)明的目的是針對航天器上的三軸磁強計，提出一種方法可以實時估計所述三軸磁強計的輸出偏差，不僅適用于姿態(tài)變化的航天器，還適用于三軸穩(wěn)定的航天器。
請參閱圖1，為本發(fā)明優(yōu)選實施例提供的三軸磁強計偏差估計的方法的流程示意圖。所述三軸磁強計的輸出偏差估計方法，所述磁強計的輸出偏差包括偏差矢量b和偏差矩陣d，所述方法包括以下步驟：
s1：利用雙矢量法確定從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣。
從星體坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣r可通過雙矢量法獲得，其原理是利用兩個參考姿態(tài)敏感器測量兩個不平行的參考矢量，得到所述星體坐標(biāo)系和參考坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)關(guān)系。所述參考姿態(tài)敏感器的測量值p、q和參考矢量po、qo之間滿足關(guān)系：
po＝rp
qo＝rq
以上矢量均為歸一化后的矢量。
基于兩組不平行的矢量，分別得到所述軌道坐標(biāo)系和所述星體坐標(biāo)系的單位矢量
根據(jù)雙矢量法，得到從所述星體坐標(biāo)系到所述軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣：
其中mx和my分別是由p、q、p×q所組成的正交坐標(biāo)系在所述軌道坐標(biāo)系和所述星體坐標(biāo)系中的方向余弦式：
mx＝[x1x2x3]
my＝[y1y2y3]
則得到所述姿態(tài)矩陣r。
本發(fā)明采用雙矢量法得到所述姿態(tài)矩陣r，適用于裝有兩個以上參考姿態(tài)敏感器的航天器而不需要特定敏感器，適用范圍廣。
s2：獲取所述磁強計的測量值。
s3：建立所述磁強計的偏差模型，所述偏差模型用于定義所述磁強計的測量值、偏差矢量、偏差矩陣與所述姿態(tài)矩陣之間的關(guān)系.
所述磁強計偏差估計如下：
m＝(i+d)-1(r-1mo+b)
其中，m為磁強計的測量值，mo為軌道坐標(biāo)系下的地磁場矢量，r為所述姿態(tài)矩陣，b為所述偏差矢量，d為所述偏差矩陣。所述偏差矢量b表示所述三軸磁強計的零偏誤差，所述偏差矩陣d為對角陣，包含所述三軸磁強計的非正交性誤差、安裝角度誤差和比例誤差。
s4：利用卡爾曼濾波對所述偏差模型進行迭代運算，以實時估計所述偏差矢量和偏差矩陣。
考慮到航天器在軌時，所述磁強計的偏差在一段時期內(nèi)變化很小，可視為定值。則可利用卡爾曼(ekf)濾波估計所述三軸磁強計的偏差。
估計均方誤差：
pk＝(i-kkhk(xk-1))pk-1
濾波增益：
狀態(tài)估計：
xk＝xk-1+kk(zk-h(xk-1))
其中，
系統(tǒng)觀測向量為：
所述系統(tǒng)觀測向量x包括狀態(tài)向量dk，
dk＝[dk,11dk,22dk,23dk,12dk,13dk,23]t
所述狀態(tài)向量dk中各個元素為k時刻所述偏差矩陣d中的元素，所述偏差矩陣d為對角陣。
在所述偏差模型中，令
mo＝h(x)
得到ekf濾波的觀測方程為
hk(xk)＝rk((i+dk)mk-bk)
觀測矩陣hk(xk)為所述觀測方程hk(xk)的導(dǎo)數(shù)矩陣：
所述三軸磁強計的偏差在一段時期內(nèi)變化很小，可視為定值。得到ekf濾波的系統(tǒng)方程為
xk＝xk-1
進行ekf濾波，則可實時估計偏差矢量b和偏差矩陣d。
本發(fā)明的磁強計偏差估計方法中利用了雙矢量法，使用了兩個參考姿態(tài)敏感器的測量數(shù)據(jù)，計算收斂快，精度高，可應(yīng)用于姿態(tài)穩(wěn)定的航天器，對于磁強計的誤差分析、在軌校正以及后續(xù)設(shè)計具有參考意義。
以上所述僅為本發(fā)明的實施方式，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運用在其他相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護范圍內(nèi)。