[發明專利]一種航天器多級復合控制的超高精度姿態確定方法

有效

• 申請號: 201810588771.5
• 申請日: 2018-06-08
• 公開（公告）號: CN108801270B
• 公開（公告）日: 2020-06-09
• 發明（設計）人: 湯亮;關新;張科備;王有懿;張志方;田科豐;郝仁劍;齊田雨
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G01C21/24
• 分類號: G01C21/24;G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

一種航天器多級復合控制的超高精度姿態確定方法，步驟為：(1)建立航天器多級復合控制系統的星體?載荷、載荷?快反鏡之間的姿態約束模型；(2)建立星體?載荷、載荷?快反鏡之間的相對姿態四元數模型；(3)判斷導星敏感器有測量值；(4)無測量值時，建立載荷姿態估計誤差狀態方程，采用卡爾曼濾波方法估計載荷姿態，實現載荷姿態高精度確定；(5)建立星體姿態估計誤差狀態方程，采用卡爾曼濾波實現星體姿態高精度確定；(6)有測量值時，采用導星敏感器的測量值q_fm估計載荷視線姿態；(7)建立載荷姿態估計誤差狀態方程，采用卡爾曼濾波方法估計載荷姿態，實現載荷姿態高精度確定；(8)建立星體姿態估計誤差狀態方程。

技術領域

本發明屬于航天器姿態控制領域，涉及一種航天器多級復合控制的超高精度姿態確定方法，實現航天器多級復合控制的姿態高精度確定。

背景技術

隨著天文觀測需求不斷提升，當代天文光學望遠鏡控制系統的設計思想和實踐發生革命性變化。即由單級控制系統向多級復合控制系統發展，實現天文光學載荷控制性能大幅提升。而航天器多級復合控制系統正是瞄準這類光學載荷高精度姿態控制需求應運而生。航天器多級復合控制系統是指具有“超高精度指向”、“超高穩定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平臺。航天器的光學載荷高性能控制離不開航天器多級復合控制系統的姿態高精度確定。

目前絕大多數的航天器為單級系統，其姿態確定方法主要通過高精度星敏感器和陀螺測量航天器姿態和角速度信息，采用Kalman濾波實現航天器姿態和角速度的高精度估計。而針對航天器多級復合控制系統，現有的姿態確定方法存在以下不足：

1、現有測量配置無法實現航天器多級姿態測量

目前的姿態確定系統中常規的測量配置為星敏感器和陀螺只能實現航天器星體的姿態測量，無法直接測量載荷以及快反鏡姿態信息，更無法得到星體-載荷之間的相對姿態，載荷-快反鏡之間的相對姿態。

2、現有姿態估計方法無法準確實現航天器多級姿態估計

針對航天器多級測量敏感器實現星體-載荷-快反鏡三級姿態測量，各級之間的測量敏感器精度不同，需要根據不用的工作狀態進行各配置敏感器的切換，實現航天器星體-載荷-快反鏡三級姿態最優估計。需要在傳統的航天器姿態確定方法進行改進以實現多級姿態確定的需求。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種航天器多級復合控制的超高精度姿態確定方法，能夠實現航天器多級系統的高精度姿態確定，為航天器的載荷高精度指向、高穩定控制、快速穩定控制提供技術基礎。

本發明的技術解決方案是：一種航天器多級復合控制的超高精度姿態確定方法，航天器多級復合控制系統包括星體、主動指向超靜平臺、載荷、快反鏡、敏感器；星體用于支撐主動指向超靜平臺和載荷；主動指向超靜平臺安裝于載荷和星體平臺之間；快反鏡安裝在載荷內部；所述敏感器包括：安裝在星體上的陀螺、安裝在載荷的測微敏感器、安裝在的星敏感器、安裝在主動指向超靜平臺的渦流、安裝在載荷內部的導星敏感器、安裝在快反鏡的渦流敏感器，包括如下步驟：

(1)建立航天器多級復合控制系統的星體-載荷、載荷-快反鏡之間的姿態約束模型；

(2)通過步驟(1)的星體-載荷、載荷-快反鏡之間的姿態約束模型，建立星體-載荷、載荷-快反鏡之間的相對姿態四元數模型；

(3)判斷導星敏感器有測量值，若無測量值，進行步驟(4)；若有測量值，則進行步驟(6)；

(4)建立載荷姿態估計誤差狀態方程，以星敏感器的測量值q_pm、測微敏感器測量值ω_pm為輸入，采用卡爾曼濾波方法估計載荷姿態，實現載荷姿態高精度確定；