[發明專利]三軸穩定衛星不用陀螺的姿態獲取方法和系統

有效

• 申請號: 201710146943.9
• 申請日: 2017-03-13
• 公開（公告）號: CN106767846B
• 公開（公告）日: 2019-10-25
• 發明（設計）人: 王新;鐘超;李小斌;陳為偉;石曉涵
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G01C21/24
• 分類號: G01C21/24
• 代理公司: 上海信好專利代理事務所(普通合伙) 31249
• 代理人: 周乃鑫

本發明公開了一種三軸穩定衛星不用陀螺的姿態估計方法，包含：利用衛星姿態動力學方程對衛星慣性角速度進行估計，因此可以代替測量衛星角速度的慣性基準單元；利用衛星運動學方程及星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器等對姿態確定值進行濾波估計；同時利用星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器的姿態確定角進行衛星姿態角的估計，并將星敏感器姿態測量值作為基準。本發明取得了不用慣性基準單元，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器等進行衛星姿態角和姿態角速度的估計，提高衛星姿軌控系統可靠性的有益效果。

技術領域

本發明涉及衛星姿態確定技術領域，具體涉及一種三軸穩定衛星不用陀螺的姿態獲取方法。

背景技術

高精度高穩定度三軸穩定衛星姿態確定系統一般配置高精度的慣性基準單元來測量衛星慣性角速度，同時還配置高精度的光學敏感器如星敏感器等。對于具有轉速部件(陀螺)的慣性基準單元來說，很難達長壽命要求，或者需要較高的代價。而光學敏感器較易達到長壽命。從國內高精度高穩定度三軸穩定衛星在軌運行情況來看，慣性基準單元的陀螺發生故障的概率較星敏感器等光學敏感器的高。為提高姿軌控系統的可靠性和壽命，不用陀螺的姿態確定技術是一種必要的備份措施。

不用陀螺獲得衛星慣性角速度的方法有多種，本發明利用衛星姿態動力學模型和多種光學敏感器的姿態信息，利用卡爾曼估計方法確定衛星角速度估計算法和姿態角估計算法，并對多敏感器的姿態信息進行了融合處理。

目前，不用陀螺的三軸衛星姿態確定與控制系統一般僅用星敏感器估計衛星姿態和姿態角速度，在星敏感器十幾分鐘數據無效的情況下，受限于衛星姿態動力學模型的精確度，衛星姿態會逐漸漂大，可能會影響衛星正常工作。本發明融合了多種姿態敏感器，在某一種敏感器數據無效時也不可保證衛星姿態穩定控制。

發明內容

本發明提供一種三軸穩定衛星不用陀螺的姿態獲取方法和系統，可在慣性基準單元的陀螺故障情況下，利用星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器進行衛星慣性角速度的估計，以保持衛星正常的姿態控制。

為實現上述目的，本發明提供一種三軸穩定衛星不用陀螺的姿態獲取方法，其特點是，該方法包含：

采用衛星姿態動力學方程作為關于衛星慣性角速度的狀態方程，采用用衛星姿態角獲取值和衛星姿態運動學方程得到慣性角速度的觀測方程，通過卡爾曼獲取方法得到角速度獲取增益系數矩陣和慣性角速度獲取的誤差方差陣；

采用衛星姿態運動學方程作為關于衛星姿態角的狀態方程，采用星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器的姿態確定角得到姿態觀測方程，通過卡爾曼獲取方法得到姿態角獲取增益系數矩陣和姿態角獲取的誤差方差陣；

同時利用星敏感器、紅外地球敏感器和數字太陽敏感器的姿態確定角進行衛星姿態角的獲取，并將星敏感器姿態測量值作為基準。

上述衛星姿態動力學方程如式(1)：

式(1)中，h為飛輪角動量、ω為星體慣性角速度、I為星體慣量矩陣、T_d為干擾力矩；

衛星在穩態運行時，衛星姿態運動學方程可以簡化如式(2)：

ω_i(i＝x,y,z)為衛星三軸慣性角速度；為衛星三軸姿態角速度；φ，θ，ψ為衛星三軸姿態角，ω₀為衛星軌道角速度；

設r為角速度觀測誤差，則星體慣性角速度的觀測方程如式(3)：

y_r＝ω+r (3)

式(3)中yr為星體慣性角速度的觀測值。