一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法
【技術領域】 [0001]
[0002] 本發(fā)明涉及航天器地面試驗技術領域，特別屬于航天器地面物理仿真試驗方法， 具體涉及一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法。
[0003]
【背景技術】
[0004] 星敏與陀螺組合定姿半物理仿真一般用星模擬器給星敏輸入星圖，陀螺放在轉(zhuǎn)臺 上，動力學驅(qū)動轉(zhuǎn)臺及星模，這種閉環(huán)方式星敏輸出的姿態(tài)四元數(shù)與系統(tǒng)姿態(tài)角關系不直 觀，且星敏在星體上安裝存在安裝矩陣，系統(tǒng)極性不易測試；雖然陀螺與星敏基于同一動力 學驅(qū)動，但轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動角度存在積分誤差，長時間測試后轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動角與星敏姿態(tài)角變化不一 致產(chǎn)生誤差，此誤差影響陀螺漂移估計。
[0005] 星敏用真實星空模擬及通過支架模擬星體安裝，可以方便地進行系統(tǒng)極性測試， 且極性不易搞錯；基于地球自轉(zhuǎn)模擬在軌運動狀態(tài)，可以方便地測試星敏安裝矩陣的正確 性；星敏與陀螺通過工裝對準安裝，轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動角度積分誤差同時影響星敏與陀螺，此誤差可 以相互抵消，不影響陀螺漂移估計。
[0006] 地面基于真實星空和地球自轉(zhuǎn)進行星敏與陀螺組合定姿測試，可以方便地測試星 敏安裝矩陣和系統(tǒng)極性，以及估計陀螺漂移，為確保在軌成功奠定基礎。業(yè)界目前沒有相關 技術的研究與報道，也沒有相關技術方案的使用與公開。
[0007]

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 針對現(xiàn)有航天器在軌可能出現(xiàn)星敏裝星后安裝矩陣或系統(tǒng)極性搞錯問題，本發(fā)明 的目的是提供一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，以便在地面直觀地對安裝矩 陣和系統(tǒng)極性進行測試，以及估計陀螺漂移，試驗方法簡單、有效，且易于實現(xiàn)。
[0009] 本發(fā)明的構(gòu)思：星敏與陀螺組合定姿地面測試的重點包括星敏安裝矩陣和系統(tǒng)極 性的正確性，以及陀螺漂移估計的正確性?；谛悄M器進行星敏極性測試受星模擬器與 星敏光軸對準后固定安裝限制，無法進行手動極性測試，基于真實星空及通過支架模擬星 體安裝可以方便地進行手動極性測試；星敏安裝矩陣與軌道參數(shù)耦合，半物理仿真中又與 星敏本身極性相關，不能直觀地進行安裝矩陣正確性測試，基于地球自轉(zhuǎn)及上注與地球自 轉(zhuǎn)對應的靜止軌道參數(shù)，可以方便地測試星敏安裝矩陣。
[0010] 為達到上述發(fā)明目的，本發(fā)明的技術解決方案是：一種星敏與陀螺組合定姿全物 理仿真試驗方法，采用真實星空結(jié)合地球自轉(zhuǎn)設計星敏和陀螺組合定姿全物理仿真試驗， 其具體包括如下步驟：首先利用地球自轉(zhuǎn)及軌道參數(shù)設計進行星敏安裝矩陣測試，其次，利 用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺進行系統(tǒng)極性測試；最后，通過星敏與陀螺對準安裝進行陀螺漂 移估計測試 進一步，上述步驟中，星敏通過支架調(diào)整光軸指向，模擬星敏在星體上不同的安裝方 式；地球自轉(zhuǎn)角速率與靜止軌道衛(wèi)星角速率相同，星敏姿態(tài)解算所需的軌道參數(shù)按靜止軌 道衛(wèi)星的軌道參數(shù)設置；根據(jù)試驗時刻計算星敏光軸慣性指向進行緯度幅角初值計算，上 注軌道參數(shù)，衛(wèi)星相對軌道系姿態(tài)應在零附近；星敏在星體上安裝光軸與星體負Y軸一致， 衛(wèi)星相對軌道系的姿態(tài)角在零附近，否則俯仰姿態(tài)角按二倍地速增加，滾動和偏航姿態(tài)角 仍在零附近，實現(xiàn)星敏安裝矩陣測試； 其次，利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺模擬星體姿態(tài)轉(zhuǎn)動，直接判讀星體姿態(tài)進行系統(tǒng)極 性測試； 最后，星敏與陀螺通過工裝在轉(zhuǎn)臺上對準安裝；上注相應的軌道參數(shù)，使衛(wèi)星相對軌道 系零姿態(tài)，實現(xiàn)初始對準，進行陀螺漂移估計測試；星敏在星體上安裝光軸與星體負Y軸一 致，測試結(jié)果直接為陀螺漂移估計值，否則需要扣除二倍的地速。
[0011] 本發(fā)明采用的星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，與現(xiàn)有技術相比，其優(yōu) 點和有益效果是： 1) 在地面真實模擬在軌狀態(tài)進行星敏和陀螺組合定姿測試； 2) 試驗方法簡單、有效，且易于實現(xiàn)。
【附圖說明】
[0012] 以下將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步說明。
[0013] 圖1是本發(fā)明的星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法流程圖； 圖2是本發(fā)明的星敏與陀螺在轉(zhuǎn)臺上對準安裝示意圖。
【具體實施方式】
[0014] 如圖1所示，是本發(fā)明的星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法流程圖，結(jié)合 圖2本發(fā)明的星敏與陀螺在轉(zhuǎn)臺上對準安裝示意圖。
[0015] 1.利用地球自轉(zhuǎn)及軌道參數(shù)設計進行星敏安裝矩陣測試 星敏通過支架調(diào)整光軸指向，模擬星敏在星體上不同的安裝方式；地球 自轉(zhuǎn)角速率與靜止軌道衛(wèi)星角速率相同，星敏姿態(tài)解算所需的軌道參數(shù)按靜止軌道衛(wèi) 星的軌道參數(shù)設置；根據(jù)試驗時刻計算星敏光軸慣性指向進行緯度幅角初值計算，上注軌 道參數(shù)，衛(wèi)星相對軌道系姿態(tài)應在零附近；星敏在星體上安裝光軸與星體負Y軸一致，衛(wèi)星 相對軌道系的姿態(tài)角在零附近，否則俯仰姿態(tài)角按二倍地速增加，滾動和偏航姿態(tài)角仍在 零附近，實現(xiàn)星敏安裝矩陣測試。
[0016] 地球自轉(zhuǎn)角速率與靜止軌道衛(wèi)星角速率相同，星敏所需的軌道參數(shù)可以按靜止軌 道衛(wèi)星的軌道設置，靜止軌道衛(wèi)星軌道角速率如下：
靜止軌道半長軸a=42164. 17km，偏心率e=0,軌道傾角i=0、近地點幅角#=^:,為方便 軌道設計升交點赤經(jīng)Ω=?，考慮偏心率為〇,試驗t時刻平近點角?
軌 道參數(shù)設計重點是要確定試驗t時刻緯度幅角a i:，t時刻格林尼治恒星時Sg為：
恒星時與度之間轉(zhuǎn)換關系妒結(jié)合當?shù)氐乩斫?jīng)度X，求得t時刻初始緯度幅角％ 如下：
通過轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺使星體X軸指向東，Y軸與地球自轉(zhuǎn)軸一致。
[0017] 2.利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺進行系統(tǒng)極性測試 利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺模擬星體姿態(tài)轉(zhuǎn)動，直接判讀星體姿態(tài)進行系統(tǒng)極性測 試。
[0018] 3.通過星敏與陀螺對準安裝進行陀螺漂移估計測試 星敏與陀螺通過工裝在轉(zhuǎn)臺上對準安裝；上注相應的軌道參數(shù)，使衛(wèi)星相對軌道系零 姿態(tài)，實現(xiàn)初始對準，進行陀螺漂移估計測試；星敏在星體上安裝光軸與星體負Y軸一致， 測試結(jié)果直接為陀螺漂移估計值，否則需要扣除二倍的地速。
[0019] 本發(fā)明實施例中，星敏與陀螺對準安裝，一起隨地球轉(zhuǎn)動，陀螺和星敏轉(zhuǎn)過的角度 相同，不會影響陀螺漂移估計，半物理仿真中的姿態(tài)累積相對誤差問題不存在。
[0020] 本發(fā)明雖然已以較佳實施例公開如上，但其并不是用來限定本發(fā)明，任何本領域 技術人員在不脫離本發(fā)明的精神和范圍內(nèi)，都可以利用上述揭示的方法和技術內(nèi)容對本發(fā) 明技術方案做出可能的變動和修改，因此，凡是未脫離本發(fā)明技術方案的內(nèi)容，依據(jù)本發(fā)明 的技術實質(zhì)對以上實施例所作的任何簡單修改、等同變化及修飾，均屬于本發(fā)明技術方案 的保護范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，其特征在于：采用真實星空結(jié)合地 球自轉(zhuǎn)設計星敏和陀螺組合定姿全物理仿真試驗，其具體包括如下步驟： 1) 利用地球自轉(zhuǎn)及軌道參數(shù)設計進行星敏安裝矩陣測試； 2) 利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺進行系統(tǒng)極性測試； 3) 通過星敏與陀螺對準安裝進行陀螺漂移估計測試。2. 如權(quán)利要求1所述的一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，其特征在于： 所述的步驟1-1)中， 星敏通過支架調(diào)整光軸指向，模擬星敏在星體上不同的安裝方式；地球 自轉(zhuǎn)角速率與靜止軌道衛(wèi)星角速率相同，星敏姿態(tài)解算所需的軌道參數(shù)按靜止軌道衛(wèi) 星的軌道參數(shù)設置；根據(jù)試驗時刻計算星敏光軸慣性指向進行緯度幅角初值計算，上注軌 道參數(shù)，衛(wèi)星相對軌道系姿態(tài)應在零附近；星敏在星體上安裝光軸與星體負Y軸一致，衛(wèi)星 相對軌道系的姿態(tài)角在零附近，否則俯仰姿態(tài)角按二倍地速增加，滾動和偏航姿態(tài)角仍在 零附近，實現(xiàn)星敏安裝矩陣測試。3. 如權(quán)利要求1所述的一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，其特征在于： 所述的步驟1-2)中，利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺模擬星體姿態(tài)轉(zhuǎn)動，直接判讀星體姿態(tài)進 行系統(tǒng)極性測試。4. 如權(quán)利要求1所述的一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，其特征在于： 所述的步驟1-3)中，星敏與陀螺通過工裝在轉(zhuǎn)臺上對準安裝；上注相應的軌道參數(shù)，使衛(wèi) 星相對軌道系零姿態(tài)，實現(xiàn)初始對準，進行陀螺漂移估計測試；星敏在星體上安裝光軸與星 體負Y軸一致，測試結(jié)果直接為陀螺漂移估計值，否則需要扣除二倍的地速。
【專利摘要】本發(fā)明涉及航天器地面試驗領域，為解決地面利用真實星空和地球自轉(zhuǎn)模擬星敏和陀螺在軌狀態(tài)進行組合定姿測試，本發(fā)明提供了一種星敏與陀螺組合定姿全物理仿真試驗方法，可以方便地進行星敏安裝矩陣和系統(tǒng)極性測試，極性不易搞錯，且不影響陀螺漂移估計，其具體包括如下步驟：利用地球自轉(zhuǎn)及軌道參數(shù)設計進行星敏安裝矩陣測試，利用真實星空結(jié)合轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺進行系統(tǒng)極性測試，通過星敏與陀螺對準安裝進行陀螺漂移估計測試。與現(xiàn)有技術相比，其優(yōu)點和有益效果在于可以在地面真實模擬在軌狀態(tài)進行星敏和陀螺組合定姿測試，試驗方法簡單、有效，且易于實現(xiàn)。
【IPC分類】G01C25/00, G05B17/02
【公開號】CN105487402
【申請?zhí)枴緾N201410474340
【發(fā)明人】王獻忠, 張肖, 郭旭升, 張召弟
【申請人】上海新躍儀表廠
【公開日】2016年4月13日
【申請日】2014年9月17日