[發明專利]一種基于MEMS傳感器的航天器姿態測量方法

有效

• 申請號: 201310019753.2
• 申請日: 2013-01-21
• 公開（公告）號: CN103090870A
• 公開（公告）日: 2013-05-08
• 發明（設計）人: 常洪龍;趙彥明;申強;袁廣民;謝建兵;容建剛
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01C21/24
• 分類號: G01C21/24
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 呂湘連

技術領域

本發明涉及一種基于MEMS傳感器的航天器姿態測量方法，屬于姿態測量和航天測控技術領域。

背景技術

航天器姿態信息是航天器最重要參數之一，航天器姿態實時測量是實現航天器姿態精確控制的關鍵。航天器的姿態信息包括三個姿態角，即俯仰角θ，橫滾角γ和偏航角ψ。現代微型航天器（或航天器附屬機構）的發展對姿態測量系統的可靠性，精度、體積，重量、成本等提出了更高的要求。

通過國家專利局檢索庫檢索，目前，關于姿態測量的專利主要是清華大學的“微小型動態載體姿態測量裝置及其測量方法”（專利號：200510011763.7）。這一發明主要包括3軸速率陀螺、3軸磁場計、單軸加速度計、微處理器，以及相應軟件測量方法。該組合姿態測量系統的核心技術是kalman濾波算法，以系統姿態變換矩陣相關元素為狀態，根據陀螺的輸出構造kalman濾波的狀態方程。利用加速度計和三軸磁強計測量重力加速度分量和地磁矢量為量測,建立kalman濾波的量測方程，然后進行濾波，實現變換陣元素的最優估計，然后解算姿態角。該系統的主要缺點是：（1）航天器處于微重力或者失重的環境中，加速度計測量不到重力加速度或者由于重力加速度量值太小而無法分辨，其輸出信號主要是載體過載加速度，系統的量測方程建立不正確。(2)在動態情況下，慣性器件無法分辨重力加速度和過載加速度，導致系統量測誤差很大。

發明內容

本發明目的在于克服現有航天器姿態測量技術的不足，提供一種基于MEMS傳感器的航天器姿態測量方法，具有較高的精度、可靠性、動態性能。

為了實現上述目的，本發明提供了一種基于MEMS傳感器的航天器姿態測量方法。所述的航天器姿態測量方法,主要利用GPS雙天線、三軸MEMS陀螺儀、三軸MEMS磁強計等傳感器。所述姿態測量方法采用地理坐標系（g）作為導航坐標系（n）。將測量系統與航天器載體固連，使得傳感器的敏感軸分別位于載體坐標系的三個軸上。

所述的姿態測量方法步驟如下：

步驟1：系統初始對準；在初始對準時刻t₀，系統利用GPS雙天線測量俯仰角橫滾角三軸MEMS磁強計測量航向角求得初始時刻的姿態陣和姿態四元數Q(t₀)；具體求解公式如下：

Cbn(t0)=cosγ~0cosψ~0+sinγ~0sinψ~0sinθ~0sinψ~0cosθ~0sinγ~0cosψ~0-cosγ~0sinψ~0sinθ~0-cosγ~0sinψ~0+sinγ~0cosψ~0sinθ~0cosψ~0cosθ~0-sinγ~0sinψ~0-cosγ~0cosψ~0sinθ~0-sinγ~0cosθ~0sinθ~0cosγ~0cosθ~0---(1)]]>