[0065]
[0066] 用Niwu表示時間差中與姿態(tài)確定周期Δ T相除的整數(shù)部分，St _表示時間差中不 足一個姿態(tài)確定周期A T的部分，則Nbiai, δ tniAl可采用如下的關(guān)系式得到：
[0067]
[0068] 函數(shù)fix( ·)表示取整。通過獲取星敏感器測量時刻與當前姿態(tài)確定時刻的時延， 并將測量時延分解為整姿態(tài)確定周期部分和不足姿態(tài)確定周期部分，有利于在對星敏感器 測量結(jié)果進行時間補償時獲得較高的補償精度。
[0069] 對星敏感器B的每次姿態(tài)測量結(jié)果，分別計算得到星敏感器測量坐標系下光軸矢 量冗―：
[0070]
[0071] 并計算出姿態(tài)獲取時間與當前星時t的時間差，BP :
[0072] AtnBj= t_tnBj
[0073] 用Ni1ib^示時間差中與姿態(tài)確定周期Δ T相除的整數(shù)部分，δ tniB]表示時間差中不 足一個姿態(tài)確定周期A T的部分，則N"B]，δ tniB]可采用如下的關(guān)系式得到： CN 105136150 A IX m "ti 6/7 頁
[0074]
[0075] (4)根據(jù)步驟（2)得到當前時刻的姿態(tài)估計值qsik*別對星敏感器A的光軸矢量 Ziwu進行補償，補償公式
[0078] cok為當前姿態(tài)確定周期航天器慣性姿態(tài)角速度在航天器本體系的表示，可通過 陀螺測量得到，為當前姿態(tài)確定周期航天器慣性姿態(tài)角速度在慣性系的表示。下標k表 示當前姿態(tài)確定周期，同理，k-Ι表示前一姿態(tài)確定周期，Ic-NniAi表示前NmAi姿態(tài)確定周期；
[0079] 其中
[0080]
[0081] △(^"表示矩陣厶^的轉(zhuǎn)置。
[0082] 根據(jù)步驟（2)得到當前時刻的姿態(tài)估計值(10分別對星敏感器B的光軸矢量Z _ 進行補償，補償公式
其中表示表示前乂8]個姿態(tài)確定周期的航天器慣性角速度在慣性系下的表示。
[0085] 通過對星敏感器進行測量時延的時間補償，使得星敏感器的每次測量結(jié)果都統(tǒng)一 到當前姿態(tài)確定時刻。當星敏感器的測量結(jié)果都統(tǒng)一到同一時刻后，即可進行星敏感器測 量的融合。
[0086] (5)對補償后的光軸矢量進行融合
[0087]
-
[0088]
[0089] wAl表示星敏感器A每次測量結(jié)果的權(quán)重，且
wBl表示星敏感器B每次 測量結(jié)果的權(quán)重，且
[0090] 通過對多次星敏感器姿態(tài)測量結(jié)果的融合，且在融合過程中考慮了每次測量結(jié)果 的權(quán)重比例，而且星敏感器測量結(jié)果的權(quán)重系數(shù)隨測量時延呈冪級數(shù)遞減的趨勢，測量時 延小于一個姿態(tài)確定周期的數(shù)據(jù)可信度高，權(quán)重系數(shù)最大，測量時延大于一個姿態(tài)確定周 期的數(shù)據(jù)可行度低，權(quán)重系數(shù)小，提高了測量信息融合精度和可信度。
[0091] (6)確定航天器當前星時t時刻的姿態(tài)，航天器本體系相對于慣性系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換 矩陣A bl的計算公式如下：
[0092]
[0093]
[0094]
[0095]
[0096]
[0097] ZSAB、ZSBB分別表不星敏感器A、B的光軸在航天器本體系的表不，p b、qb、rb為根據(jù)星 敏感器光軸安裝確定的一組本體坐標系下的三正交矢量，構(gòu)成航天器本體坐標系下的方向 余弦陣A b;p p qi、Γι為根據(jù)信息融合后的星敏感器光軸測量結(jié)果確定的一組慣性系下的三 正交矢量，構(gòu)成航天器慣性系下的方向余弦陣4。
[0098] 基于本發(fā)明方法對航天器姿態(tài)確定精度進行了仿真對比。其中，星敏感器A、B 的光軸測量精度均為5" (3〇)，星敏感器Α、Β的光軸在航天器本體系下可描述為Zsab = [0.7193 -0.1325 -0.6819]T，Zsbb= [-0.6947 0.0502 -0.7176]。姿態(tài)確定周期 AT=LO 秒，星敏感器輸出頻率為8Hz，即在一個姿態(tài)確定周期內(nèi)可獲得8次星敏感器的測量輸出。
[0099] 通過仿真計算分析可知，圖2所示為未進行融合時系統(tǒng)的姿態(tài)確定誤差曲線，通 過統(tǒng)計分析知三軸姿態(tài)確定精度為5. 47" (3 〇 )，圖3所示為融合后的系統(tǒng)姿態(tài)確定誤差 曲線，通過統(tǒng)計分析知三軸姿態(tài)確定精度為2.03" (3〇)?？梢?，采用本發(fā)明進行星敏感器 測量數(shù)據(jù)信息融合后，系統(tǒng)姿態(tài)確定精度為未進行信息融合時的37%，顯示了本發(fā)明方法 對提尚系統(tǒng)姿態(tài)確定精度的有效性。
[0100] 本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【主權(quán)項】
1. 一種基于多次星敏感器測量信息融合的姿態(tài)確定方法，其特征在于步驟如下： (1) 航天器采用星敏感器來確定其在軌飛行時的姿態(tài)，為了實現(xiàn)高精度的姿態(tài)確定，航 天器安裝有N個星敏感器，N多2,在進行姿態(tài)確定時選取其中兩個星敏感器，分別用星敏感 器A和星敏感器B來表示，其中星敏感器A在一個姿態(tài)確定周期AT內(nèi)獲得的姿態(tài)測量結(jié) 果用qnAl表示，每一個姿態(tài)獲取的時間用表示，其中q*= [qnAllqnA3lqnA4l]T，i= I~NA;星敏感器B對應的姿態(tài)測量結(jié)果用qmBi= [qmBliqmB2iqmB3iqmB4i]T表示，每一個姿態(tài) 獲取的時間用Infij表示，j= 1~NB; (2) 對航天器姿態(tài)進行姿態(tài)預估，得到當前時刻的姿態(tài)估計值qs，k= [qs，kU)qs，M2) -I T Qs，k⑶Qs，k⑷」， (3) 對星敏感器A的每次姿態(tài)測量結(jié)果，分別計算得到星敏感器測量坐標系下光軸矢 量ZnAl:并計算出姿態(tài)獲取時間與當前星時t的時間差，BP: A - t t niAi 用Niwu表示時間差中與姿態(tài)確定周期AT相除的整數(shù)部分，SLai表示時間差中不足一 個姿態(tài)確定周期AT的部分，則Nbiai,SIai可采用如下的關(guān)系式得到：函數(shù)fix( ?)表示取整； 對星敏感器B的每次姿態(tài)測量結(jié)果，分別計算得到星敏感器測量坐標系下光軸矢量 ZmB j :并計算出姿態(tài)獲取時間與當前星時t的時間差，BP: AtnBj=t-tnBj 用乂8]表示時間差中與姿態(tài)確定周期AT相除的整數(shù)部分，表示時間差中不足一 個姿態(tài)確定周期AT的部分，則N"B]，可采用如下的關(guān)系式得到：(4) 根據(jù)步驟（2)得到當前時刻的姿態(tài)估計值(^,分別對星敏感器A的光軸矢量Zbiai 進行補償，補償公式 z，nAl =Z-+ ?AXZnAl，Z"nAl =Z，-/Iz，nAl?k為當前姿態(tài)確定周期航天器慣性姿態(tài)角速度在航天器本體系的表示，可通過陀螺 測量得到，為當前姿態(tài)確定周期航天器慣性姿態(tài)角速度在慣性系的表示，下標k表示當 前姿態(tài)確定周期，同理，k-1表示前一姿態(tài)確定周期，Ic-Nbiai表示前NbiaiS態(tài)確定周期； 其中A(qs,k)T表示矩陣A(qs,k)的轉(zhuǎn)置。 根據(jù)步驟（2)得到當前時刻的姿態(tài)估計值qs，k分別對星敏感器B的光軸矢量Ziwu進行 補償，補償公式表示表示前乂8]個姿態(tài)確定周期的航天器慣性角速度在慣性系下的表示； (5) 對補償后的光軸矢量進行融合wAl表示星敏感器A每次測量結(jié)果的權(quán)重，wBl表示星敏感器B每次測量結(jié)果的權(quán)重； (6) 確定航天器當前星時t時刻的姿態(tài)，航天器本體系相對于慣性系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣 Abi的計算公式如下：ZSAB、Zsbb分別表示星敏感器A、B的光軸在航天器本體系的表示，Pb、qb、rb為根據(jù)星敏感 器光軸安裝確定的一組本體坐標系下的三正交矢量，構(gòu)成航天器本體坐標系下的方向余弦 陣Ab;ppqi、F1為根據(jù)信息融合后的星敏感器光軸測量結(jié)果確定的一組慣性系下的三正交 矢量，構(gòu)成航天器慣性系下的方向余弦陣A1。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于多次星敏感器測量信息融合的姿態(tài)確定方法，其特 征在于：所述步驟（5)中用星敏感器A每次測量結(jié)果的權(quán)重為2^^、星敏感器B每3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于多次星敏感器測量信息融合的姿態(tài)確定方法，其特 征在于：步驟（2)對姿態(tài)進行基于陀螺測量結(jié)果的預估，得到當前時刻的姿態(tài)估計值公式 如下： Qs,k=M?qSjk1 qSiki表示前一個周期所確定出的航天器姿態(tài)，qSik表示當前姿態(tài)確定周期的航天器姿 態(tài)估計值，
【專利摘要】一種基于多次星敏感器測量信息融合的姿態(tài)確定方法，適用于具有高精度姿態(tài)確定要求的航天器進行姿態(tài)確定，其中星敏感器的姿態(tài)輸出頻率需大于航天器的姿態(tài)確定周期。與傳統(tǒng)直接利用星敏感器進行姿態(tài)測量輸出不同，本發(fā)明方法在一個姿態(tài)確定周期內(nèi)獲得多次星敏感器測量結(jié)果后，按照權(quán)重進行星敏感器測量結(jié)果的數(shù)據(jù)融合，權(quán)重系數(shù)的取值與星敏感器測量時刻至當前姿態(tài)確定時刻的星時之差相關(guān)，使得本發(fā)明方法能夠在進行數(shù)據(jù)融合時進行融合結(jié)果的優(yōu)化，滿足航天器應用對姿態(tài)確定所提出的高精度需求。
【IPC分類】G01C21/24
【公開號】CN105136150
【申請?zhí)枴緾N201510509071
【發(fā)明人】田科豐, 王新民, 劉一武, 董筠, 褚永輝, 劉其睿, 張斌, 曾春平, 李鶴
【申請人】北京控制工程研究所
【公開日】2015年12月9日
【申請日】2015年8月18日