一種航天器gnss單天線定姿方法
【專利摘要】一種航天器GNSS單天線定姿方法，利用GNSS單天線觀測(cè)值計(jì)算載體的速度和位置信息，利用Kalman濾波方法獲取載體的加速度及噪聲，結(jié)合載體所處位置的引力矢量獲取載體速度坐標(biāo)系相對(duì)于載體軌道坐標(biāo)系的三個(gè)歐拉角，稱為載體偽姿態(tài)。當(dāng)側(cè)滑角和攻角為零時(shí)，偽姿態(tài)即為傳統(tǒng)姿態(tài)。本發(fā)明在原有星載GNSS接收機(jī)定軌、測(cè)速的基礎(chǔ)上增加實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量的能力，與多天線定姿相比，減少了天線使用數(shù)量，避免了對(duì)星上資源的占用，在工程上減少了航天器的載荷和功耗；同時(shí)能夠在傳統(tǒng)定姿器件或慣性器件的基礎(chǔ)上增加另一種姿態(tài)測(cè)量手段，為衛(wèi)星的姿態(tài)獲取提供冗余備份。
【專利說(shuō)明】一種航天器GNSS單天線定姿方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于衛(wèi)星應(yīng)用領(lǐng)域，涉及一種航天器的姿態(tài)確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002]姿態(tài)信息是空間飛行器上最重要的測(cè)量量之一，它與飛行器的生存和任務(wù)的實(shí)現(xiàn)息息相關(guān)，關(guān)系著空間飛行器入軌后能否相對(duì)慣性系或引力中心體、以一定的精度保持在預(yù)定的方位或指向上。姿態(tài)是對(duì)載體進(jìn)行控制和描述的重要參數(shù)，也是對(duì)載體進(jìn)行機(jī)動(dòng)的重要依據(jù)，因此幾乎在每一次的航天活動(dòng)中都離不開(kāi)對(duì)載體姿態(tài)的測(cè)量。此外，衛(wèi)星上許多有效載荷都有定向要求，如相機(jī)、望遠(yuǎn)鏡、定向天線、合成孔徑雷達(dá)天線、光通信裝置等，這些有效載荷，或是接收目標(biāo)信息，或是向目標(biāo)發(fā)送信息，其性能越高對(duì)衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)要求也越高。
[0003]目前星載測(cè)姿器件主要是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和敏感器，且技術(shù)較為成熟，但是當(dāng)測(cè)姿器件出現(xiàn)問(wèn)題時(shí)，沒(méi)有其他輔助手段能夠提供衛(wèi)星的姿態(tài)信息，姿態(tài)信息的缺失對(duì)航天器的壽命和性能會(huì)造成很大的負(fù)面影響。因此在航天器數(shù)目不斷增加，性能要求不斷提高的情況下，利用其它可行途徑獲取衛(wèi)星的姿態(tài)信息變得尤為重要和迫切。
[0004]隨著對(duì)GNSS研究的不斷深入，GNSS多天線定姿已進(jìn)入工程實(shí)用階段。此方法利用各天線的GNSS載波信號(hào)相位差實(shí)時(shí)確定載體坐標(biāo)系相對(duì)于當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系或衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系的角位置。GNSS多天線測(cè)姿定向時(shí)，為了確定載體的三個(gè)姿態(tài)角，載體上至少需要安裝3個(gè)天線，且姿態(tài)測(cè)量精度與天線間基線長(zhǎng)度密切相關(guān)，精度越高需要的基線越長(zhǎng)，而衛(wèi)星載體的體積限制了其測(cè)量精度的提高；另一方面，載體天線的精確安裝、測(cè)量、基線剛性保持及復(fù)核都具有很高的難度。除此之外，測(cè)量設(shè)備的重量、功耗和計(jì)算資源等也會(huì)受到衛(wèi)星載荷能力的約束，限制了星載多天線測(cè)姿的應(yīng)用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種利用GNSS單天線對(duì)航天器進(jìn)行定姿的方法，能夠解決傳統(tǒng)GNSS測(cè)姿對(duì)天線要求較多導(dǎo)致航天器載荷、功耗過(guò)大的問(wèn)題。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:一種航天器GNSS單天線定姿方法，步驟如下:
[0007](I)利用航天器上搭載的GNSS接收機(jī)所獲取的GNSS多普勒觀測(cè)值，解算得到航天器在軌道坐標(biāo)系下的速度矢量Vktn ;
[0008](2)利用卡爾曼濾波的方法，獲取航天器在軌道坐標(biāo)系下的加速度矢量aKTN ；
[0009]卡爾曼濾波時(shí)的狀態(tài)方程為:
[0010]X (T) =Φχ (T-1) +ζ (T)
[0011]觀測(cè)方程為:
[0012]y (T) =Hx (T) +w (T)
[0013]式中X為狀態(tài)向量，Φ為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，T表示時(shí)刻，ζ為過(guò)程噪聲，y為觀測(cè)向量，H為關(guān)系矩陣，w為觀測(cè)噪聲，通過(guò)對(duì)X分別取徑向、法向和切向速度即可得到徑向、法向和切向三個(gè)方向的加速度；
[0014](3)分別計(jì)算航天器在地球引力、月球和太陽(yáng)引力、固體潮引起地球變形產(chǎn)生的引力、大氣阻力以及太陽(yáng)光壓攝動(dòng)力影響下所受到的引力和，由此得到航天器在軌道坐標(biāo)系下的引力矢量gKTN ;
[0015](4)利用步驟(1)、(2)、(3)的結(jié)果，計(jì)算得到航天器的航向角、俯仰角和橫滾角，計(jì)算公式為:
[0016]航向角Vs=arctan(vT/vK)
[0017]
【權(quán)利要求】
1.一種航天器GNSS單天線定姿方法，其特征在于步驟如下: (1)利用航天器上搭載的GNSS接收機(jī)所獲取的GNSS多普勒觀測(cè)值，解算得到航天器在軌道坐標(biāo)系下的速度矢量Vktn ； (2)利用卡爾曼濾波的方法，獲取航天器在軌道坐標(biāo)系下的加速度矢量aKTN； 卡爾曼濾波時(shí)的狀態(tài)方程為:
X (T) =Φχ (T-1) +ζ (T) 觀測(cè)方程為: y (T) =Hx (T)+w (T) 式中X為狀態(tài)向量，Φ為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，T表示時(shí)刻，ζ為過(guò)程噪聲，y為觀測(cè)向量，H為關(guān)系矩陣，w為觀測(cè)噪聲，通過(guò)對(duì)X分別取徑向、法向和切向速度即可得到徑向、法向和切向三個(gè)方向的加速度； (3)分別計(jì)算航天器在地球引力、月球和太陽(yáng)引力、固體潮引起地球變形產(chǎn)生的引力、大氣阻力以及太陽(yáng)光壓攝動(dòng)力影響下所受到的引力和，由此得到航天器在軌道坐標(biāo)系下的引力矢量gRTN ; (4)利用步驟(1)、(2)、(3)的結(jié)果，計(jì)算得到航天器的航向角、俯仰角和橫滾角，計(jì)算公式為: 航向角
【文檔編號(hào)】G01S19/53GK103645489SQ201310596594
【公開(kāi)日】2014年3月19日 申請(qǐng)日期:2013年11月22日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月22日
【發(fā)明者】金彪, 呂鐵軍, 岳富占, 陸華, 王爍, 蔡仁瀾 申請(qǐng)人:航天恒星科技有限公司