[發明專利]一種基于Euler－q算法和DD2濾波的航天器姿態確定方法

有效

• 申請號: 200710301279.7
• 申請日: 2007-12-19
• 公開（公告）號: CN101196398A
• 公開（公告）日: 2008-06-11
• 發明（設計）人: 房建成;鐘慧敏;全偉;徐帆;王科
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01C21/24
• 分類號: G01C21/24;G01C21/20
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司
• 代理人: 關玲;李新華

技術領域

本發明涉及一種航天器的姿態確定方法，特別是一種基于Euler-q(Euler-quaternion)算法和DD2(Divided?Difference?2)濾波的航天器姿態確定方法，用于各種中高精度的慣性/天文組合導航系統的姿態確定。

背景技術

航天器的姿態確定任務是利用航天器上的姿態敏感器測量所得到的信息，經過適當的處理，求得固連于航天器本體坐標系相對空間某一參考坐標系的信息，航天器由于各種任務的要求，需要高精度姿態信息，這是航天器發展和廣泛應用的關鍵技術之一。

慣性/天文，即INS(Inertial?Navigation?System)/CNS(CelestialNavigation?System)姿態確定系統是一種完全自主的姿態確定導航系統，它利用陀螺測量的載體角速度信息和星敏感器測量視場內的星光信息，在初始信息的基礎上進行姿態解算和濾波，可以連續、實時地提供姿態，具有自主性強、隱蔽性好、不受氣候條件限制等優點，因而廣泛應用于航天等領域。目前使用的航天器姿態確定模型，大多以姿態四元數為狀態，由于三軸姿態的自由度為3，因此姿態四元數存在冗余，而如果單純取姿態四元數的矢量為估計的狀態，則必須對估計模型線性化簡化，造成模型的精度降低。應用于航天器姿態確定方法中，單純使用確定性矢量觀測，例如Davenport?q方法由于需要計算特征值和特征矩陣，在線計算困難，因而難以得到應用。而在Davenport?q方法上改進的QuEsT(Quaternion?Estimator)方法，雖然在算法上得到了極大的改進，但是仍然存在過于依賴星敏感器精度且不能修正陀螺漂移并輸出實時姿態的缺點。SVD(the?Singular?ValueDecomposition)魯棒性很強但卻需要奇異值分解，由于奇異值分解是一項運算量很大的復雜工作，因此不是很有效。FOAM(A?Fast?Optimal?MatrixAlgurithm)算法也不能估計陀螺漂移使陀螺輸出獲得在線標定；而使用其它狀態估計法，例如，擴展卡爾曼濾波EKF(Extend?Kalman?Filter)，由于使用泰勒展開的一階非線性處理，雖然可以估計非線性模型，但是對非線性模型估計精度不高，而UKF(Unsented?Kalman?Filter)則利用一系列近似高斯分布的采樣點，通過Unscented變換來進行狀態與誤差協方差的遞推和更新，雖然精度有所提高，但是計算繁瑣，實時性不高，因而很難滿足姿態確定實時性的要求。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種基于Euler-q算法和DD2濾波的航天器姿態確定方法，該方法由Euler-q算法計算矢量觀測得到的航天器姿態，同時由DD2濾波估計姿態誤差和陀螺的常值漂移，不僅提供了高精度的姿態信息，而且校正了陀螺角速率輸出。

本發明的技術解決方案為：一種基于Euler-q算法和DD2濾波的航天器姿態確定方法，其特征在于使用Euler-q算法和DD2濾波估計模型，利用星敏感器和陀螺儀，既可得到高精度實時的航天器姿態，又可以估計出陀螺儀的常值漂移，其具體步驟如下：

(1)由陀螺儀敏感航天器姿態，輸出三軸角速率，并使用角增量算法更新姿態陣，獲得航天器在地心慣性坐標系下的實時姿態：航向角，俯仰角θ，橫滾角γ；

(2)利用星敏感器敏感星光，經過星圖預處理得到觀測星光矢量s在航天器本體坐標系下的坐標；并經過星圖匹配識別之后得到與之對應的參考星光矢量v在地心慣性坐標系下的坐標；

(3)使用Euler-q算法，利用觀測星光矢量和與之對應的參考星光矢量，獲得航天器姿態四元數；

(4)以星光觀測得到的航天器姿態四元數與步驟(1)中陀螺儀解算的航天器姿態之差作為觀測量，對航天器姿態誤差和陀螺漂移進行DD2濾波，狀態量為：(Δq₁?Δq₂?Δq₃?b₁?b₂?b₃)；

(5)由DD2濾波得到的航天器姿態誤差和陀螺儀常值漂移，反饋校正陀螺儀輸出姿態和陀螺儀輸出角速率，得到高精度的航天器姿態以及高精度的陀螺輸出；

(6)反饋校正后，重復(1)-(5)步驟。