基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航天器在軌姿態(tài)指向誤差確定技術(shù)，具體地，涉及一種基于路標(biāo)信息 的航天器在軌姿態(tài)誤差估計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 遙感衛(wèi)星在軌指向確定精度指標(biāo)，直接關(guān)系到目標(biāo)地理位置確定精度水平。航天 器指向誤差的大小能綜合衡量出航天器在軌姿態(tài)確定和姿態(tài)控制情況，隨著航天任務(wù)需求 的不斷提升，亟需準(zhǔn)確給出航天器指向誤差并進(jìn)行有效修正。
[0003]目前國(guó)內(nèi)相關(guān)研究工作主要集中于航天器本體姿態(tài)確定上，對(duì)于航天器指向確定 的研究較少。航天器發(fā)射過(guò)程中經(jīng)歷強(qiáng)烈沖擊作用，在軌運(yùn)行中受到不同光照條件等外界 環(huán)境的影響，導(dǎo)致航天器本身的姿態(tài)與載荷指向存在較大的差異。因此，對(duì)于航天器本體姿 態(tài)確定的相關(guān)結(jié)果，并不能解決航天器指向確定的問(wèn)題。此外，少量對(duì)于航天器指向誤差確 定的研究結(jié)果，需要利用航天器本身的姿態(tài)信息，需要通過(guò)幾個(gè)軌道周期的數(shù)據(jù)來(lái)進(jìn)行辨 識(shí)，對(duì)于數(shù)據(jù)獲取的要求較高。
[0004] 本發(fā)明提供一種基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法，根據(jù)路標(biāo)點(diǎn)基準(zhǔn) 及觀測(cè)信息、航天器姿態(tài)信息及其輔助數(shù)據(jù)，獲得航天器在軌真實(shí)的指向信息。與現(xiàn)有技術(shù) 比較，該辨識(shí)方法構(gòu)造簡(jiǎn)單、辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確；該方法無(wú)需計(jì)算航天器的姿態(tài)角及角速度，無(wú) 需實(shí)時(shí)獲取航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，對(duì)長(zhǎng)期數(shù)據(jù)丟失不敏感，實(shí)用性強(qiáng)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指 向誤差辨識(shí)方法。
[0006] 根據(jù)本發(fā)明提供的基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法，包括如下步 驟：
[0007] 步驟1 :建立敏感器測(cè)量及安裝誤差角的數(shù)理統(tǒng)計(jì)模型；
[0008] 建立敏感器矢量測(cè)量、安裝誤差的數(shù)理統(tǒng)計(jì)模型，給出單矢量敏感器在本體坐標(biāo) 系下觀測(cè)向量的初值、全姿態(tài)敏感器觀測(cè)向量的估計(jì)值；
[0009] 步驟2 :根據(jù)單矢量敏感器在本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的初值、全姿態(tài)敏感器在 本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的估計(jì)值構(gòu)建指向誤差角觀測(cè)方程；
[0010] 步驟3 :根據(jù)指向誤差角觀測(cè)方程及指向誤差角的統(tǒng)計(jì)特性，對(duì)姿態(tài)指向誤差角 進(jìn)行統(tǒng)計(jì)估計(jì)，得到姿態(tài)指向誤差角估計(jì)值；
[0011] 步驟i:重復(fù)步驟1至步驟3,獲得同軌道中不同時(shí)間段姿態(tài)指向誤差角估計(jì)值，對(duì) 所述不同時(shí)間段姿態(tài)指向誤差角估計(jì)值進(jìn)行曲線擬合獲得長(zhǎng)周期姿態(tài)指向誤差基本方程。
[0012] 優(yōu)選地，所述步驟1包括：
[0013] 步驟1. 1 :建立敏感器矢量測(cè)量、安裝誤差的數(shù)理統(tǒng)計(jì)模型，具體包括如下子步 驟：
[0014] 步驟1. 1. 1，建立敏感器基準(zhǔn)測(cè)量矢量如下：
[0015]
(1)
[0016] 式中，0,』是敏感器j的方向矢量測(cè)量值，是測(cè)量方向真值，Δ?Μ是敏感器j 的測(cè)量噪聲，下標(biāo)k是時(shí)間的編號(hào)，k= 1，2···，N;
[0017] 步驟1. 1. 2,確定衛(wèi)星本體系測(cè)量向量與安裝關(guān)系如下：
[0018] ^ ........ ^ (2)
[0019] 式中，S#敏感器j安裝矩陣，&為航天器本體系下的方向矢量，?ζΤ為航天器 本體系下的方向矢量真值，為航天器本體系下的方向矢量噪聲；
[0020] 步驟SI. 1. 3,安裝誤差定義方法如下：
[0021]
〇)
[0022] 其中，3,是敏感器j的安裝矩陣，S;為地面標(biāo)定得到安裝矩陣初值，M,為安裝誤差 矩陣，M,的定義如公式（4)所示：
[0023] (4)
[0024] I為單位矩陣，0(·)代表高階無(wú)窮小，0』為安裝誤差矩陣轉(zhuǎn)角矢量，|[巧]|為向量 Θ,的負(fù)對(duì)稱矩陣，如公式（5)所示。
[0025] 傷
[0026] 步驟1. 2 :利用某一單矢量敏感器的觀測(cè)值、該單矢量敏感器的安裝矩陣初值得 到在本體坐標(biāo)系觀測(cè)向量初值，計(jì)算公式如下：
[0027]
的
[0028] 式中：表示單矢量敏感器j在鞏時(shí)刻時(shí)在本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的初值， g表示單矢量敏感器j的初始安裝矩陣，^ ,表示單矢量敏感器j在鞏時(shí)刻的測(cè)量值， 表示某一單矢量敏感器j的基準(zhǔn)地標(biāo)向量，六1<表示姿態(tài)矩陣，Θ^表示某一單矢量敏感器j的安裝誤差角，表示某一單矢量敏感器j在4時(shí)刻時(shí)在本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量誤 差。
[0029] 步驟1. 3 :根據(jù)某一全姿態(tài)敏感器在時(shí)刻4得到的衛(wèi)星姿態(tài)、某一單矢量敏感器 的基準(zhǔn)矢量得到該全姿態(tài)敏感器在本體坐標(biāo)系觀測(cè)向量的估計(jì)值，計(jì)算公式如下：
[0030] (7j
[0031 ] 式中：術(shù)；：1表示某一全姿態(tài)敏感器i在時(shí)刻4對(duì)應(yīng)某一單矢量敏感器j得到的在 本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的估計(jì)值，liik表示某一全姿態(tài)敏感器i在、時(shí)刻測(cè)量誤差，Θi 表示某一全姿態(tài)敏感器i的安裝誤差角，表示某一全姿態(tài)敏感器i在tk時(shí)刻得到的本 體姿態(tài)矩陣估計(jì)值，包括全姿態(tài)敏感器i測(cè)量誤差和安裝誤差角Θi引入的估計(jì)誤差。
[0032] 優(yōu)選地，所述步驟2包括：
[0033] 根據(jù)某一單矢量敏感器在本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的初值、某一全姿態(tài)敏感器在 本體坐標(biāo)系下的觀測(cè)向量的估計(jì)值構(gòu)建指向誤差角觀測(cè)方程，構(gòu)建的方程如下：
[0034]
(8)
[0035] 式中為某一全姿態(tài)敏感器i與某一單矢量敏感器j間的誤差角，即需 要求解的指向誤差，表示與向量#^垂直的矩陣，ΛΖι]ι1?某一全姿態(tài)敏感器i與某一 單矢量敏感器j間誤差角觀測(cè)方程中的在時(shí)刻tk的觀測(cè)噪聲。
[0036] 優(yōu)選地，所述步驟3包括：
[0037] 根據(jù)指向誤差角觀測(cè)方程及統(tǒng)計(jì)特性，應(yīng)用最小二乘法或極大似然估計(jì)方法對(duì)姿 態(tài)指向誤差角進(jìn)行統(tǒng)計(jì)估計(jì)；
[0038] -應(yīng)用最小二乘法得到如下計(jì)算方程：
[0039]
(9)
[0040] 式中盧表示待估計(jì)的狀態(tài)變量，Η表示觀測(cè)矩陣，Z表示觀測(cè)量，（· "和（·）1分 別表示矩陣轉(zhuǎn)置、矩陣求逆運(yùn)算；
[0041] -應(yīng)用極大似然法得到如下計(jì)算方程：
[0042]
(10)
[0043] 式中R表示隨機(jī)向量Λzuk的協(xié)方差矩陣。
[0044] 優(yōu)選地，所述步驟i包括：
[0045] 根據(jù)同一軌道中不同時(shí)間段中基準(zhǔn)路標(biāo)信息，即地面上某路標(biāo)點(diǎn)到航天器質(zhì) 心的方向矢量Rts，全姿態(tài)敏感器i在tk時(shí)刻得到的本體姿態(tài)矩陣<1，單矢量敏感器j在tk 時(shí)刻的測(cè)量值及敏感器j的初始安裝矩陣gt重復(fù)步驟2至步驟3,獲得同一軌道中不 同時(shí)間段姿態(tài)指向誤差角（θ,-θ^的估計(jì)值；采用傅里葉級(jí)數(shù)的形式表示整個(gè)軌道周期 里姿態(tài)指向誤差角的基本方程F(u)，如公式（11)所示，
[0046] F(u) =Xg+x^in(u) +x2cos(u) +x3sin(u) +x4cos(u) +. . . (11)
[0047] u為衛(wèi)星升交點(diǎn)幅角。利用非線性最小二乘擬合方法，找到滿足以下方程的系數(shù) x?
[0048]
(i2)
[0049] 其中Σ為加和運(yùn)算符號(hào)，min為取最小值運(yùn)算符號(hào)，得到基本方程F(u)中的傅里 葉系數(shù)（X。，Xi,X2,x；5,X4...)的估計(jì)值，x表示傅里葉系數(shù)，xdata表示基本方程F(u)的輸入 數(shù)據(jù)，xdata;表示xdata的第i組數(shù)據(jù)。ydata表示基本方程F(u)的觀測(cè)數(shù)據(jù)，ydata;表 示ydata的第i組數(shù)據(jù)。
[0050] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：
[0051] 1、本發(fā)明提供的基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法，根據(jù)路標(biāo)點(diǎn)基準(zhǔn) 及觀測(cè)信息、航天器姿態(tài)信息及其輔助數(shù)據(jù)，獲得航天器在軌真實(shí)的指向信息，與現(xiàn)有技術(shù) 比較，該辨識(shí)方法構(gòu)造簡(jiǎn)單、辨識(shí)結(jié)果準(zhǔn)確。
[0052] 2、本發(fā)明提供的基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法，該方法無(wú)需計(jì)算 航天器的姿態(tài)角及角速度，無(wú)需實(shí)時(shí)獲取航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，對(duì)長(zhǎng)期數(shù)據(jù)丟失不敏感，實(shí)用性 強(qiáng)。
【附圖說(shuō)明】
[0053] 通過(guò)閱讀參照以下附圖對(duì)非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、 目的和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更明顯：
[0054]圖1為本發(fā)明提供的基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法的流程圖。
[0055] 圖2為本發(fā)明提供的路標(biāo)基準(zhǔn)矢量關(guān)系圖。
【具體實(shí)施方式】
[0056] 下面結(jié)合具體實(shí)施對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。以下實(shí)施將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員 進(jìn)一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當(dāng)指出的是，對(duì)本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員 來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進(jìn)。這些都屬于本發(fā)明的保 護(hù)范圍。
[0057] 根據(jù)本發(fā)明提供的基于路標(biāo)信息的航天器姿態(tài)指向誤差辨識(shí)方法，給出實(shí)際應(yīng)用 中具體實(shí)施步驟。
[0058]1、辨識(shí)所需數(shù)據(jù)及其獲取方法
[0059] 星敏感相對(duì)與載荷間安裝誤差角的估計(jì)需要J2000. 0地心赤道坐標(biāo)系下平臺(tái)姿 態(tài)數(shù)據(jù)和路標(biāo)基準(zhǔn)矢量相機(jī)坐標(biāo)系下的路標(biāo)觀測(cè)矢量&>，以及載荷相機(jī)安裝矩 陣初值Κ。進(jìn)一步，將其轉(zhuǎn)化成本體系下的觀測(cè)向量估計(jì)值〇以及本體系下觀測(cè)向量初 值化。
[0060] 1 · 1平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)
[0061] 由圖像輔助數(shù)據(jù)可以得到平臺(tái)相對(duì)軌道系的姿態(tài)矩