專利名稱：一種基于星敏感器的航天器姿態(tài)角速度測量方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種航天測量領域中航天器姿態(tài)角速度的測量方法，具體地說是一種基于星敏感器的航天器姿態(tài)角速度的測量方法。
背景技術：
航天器姿態(tài)控制和確定，需要已知姿態(tài)角速度信息。通常，多采用陀螺作為航天器角速度的測量器件。然而，近年來小衛(wèi)星技術發(fā)展迅速，其重量、功率等限制，往往不裝載陀螺組件，僅利用姿態(tài)角敏感器進行衛(wèi)星姿態(tài)確定的技術受到了廣泛關注。此外，當陀螺失效時，也需要采用其它手段獲得姿態(tài)角速度信息。通常，無陀螺條件下的姿態(tài)角速度可以根據姿態(tài)矩陣或姿態(tài)四元素，由差分法直接獲得；此外，也可根據衛(wèi)星動力學方程，采用狀態(tài)估計的方法獲得。但是，前者依賴于姿態(tài)矩陣或姿態(tài)四元素的確定精度，后者由于引入了如星體慣量、外干擾力矩等不確定因素， 精度受限制。2002 年，John L. Crassidis 在期刊《Journal of Guidance, Control, and Dynamics〉〉發(fā)表文獻"Angular velocity determination directly from star tracker measurements”，提出一種根據星敏感器測量矢量在衛(wèi)星本體坐標系的投影矢量，直接獲得航天器姿態(tài)角速度的方法。該方法的優(yōu)點是姿態(tài)角速度的測量，不依賴于姿態(tài)矩陣，缺點是存在延時，且精度受星敏感器測量矢量誤差影響較大。

發(fā)明內容
本發(fā)明要解決的技術問題是針對文獻“Angular velocity determination directly from star tracker measurements”描述的航天器姿態(tài)角速度的測量方法存在延時、精度受星敏感器測量的誤差影響較大的問題，提出一種基于星敏感器航天器姿態(tài)角速度的測量方法。以實現在簡化計算復雜度的同時，消除星敏感器測量隨機噪聲對姿態(tài)角速度估計的影響，提高測量的精度。本發(fā)明的技術方案包括以下步驟第一步，讀入初始時刻、的星圖，進行星點提取后，利用全天球識別模式的星圖識別算法(見《光學精密工程》2009年第17卷第1期刊載的“改進的基于主星的星圖識別算法”)，獲得、時刻的星敏感器測量矢量及相應的導航星信息。第二步，令t = t0+5t, 5t為星敏感器采樣時間間隔，讀入t時刻星圖，進行星點提取、序列星圖識別，對同時出現在前一幀星圖和當前幀星圖的導航星進行編號，獲得同時出現在t- δ t和t時刻的星圖中的導航星總數目η，以及對應的星敏感器測量矢量對的集合 Ω 1，具體方法如下2. 1讀入t時刻星圖，進行星點提取(見《光學技術》2009年第35卷第3期刊載的“基于背景自適應預測的星點提取算法”)，獲得t時刻星圖中星點的質心坐標，作為星點在星敏感器像面坐標系中的投影位置；2. 2 進 亍序列星圖 i只另Ij (見《Journal of IEEE Transactions on Aerospaceand Electronic Systems)) 2005 年第 41 卷第 40 期刊載的 “Recursive Mode Star Identification Algorithms”)，獲得t時刻星圖中識別的導航星i的星敏感器測量矢量 v(t),,
權利要求
1.一種基于星敏感器的航天器姿態(tài)角速度測量方法，其特征在于包括以下步驟第一步，讀入初始時刻、的星圖，進行星點提取后，利用全天球識別模式的星圖識別算法獲得、時刻的星敏感器測量矢量及相應的導航星信息；第二步，令t = t0+5t, 5t為星敏感器采樣時間間隔，讀入t時刻星圖，進行星點提取、序列星圖識別，對同時出現在前一幀星圖和當前幀星圖的導航星進行編號，獲得同時出現在t- δ t和t時刻的星圖中的導航星總數目n，以及對應的星敏感器測量矢量對的集合 Ω 1，具體方法如下·2.1讀入t時刻星圖，進行星點提取，獲得t時刻星圖中星點的質心坐標，作為星點在星敏感器像面坐標系中的投影位置；·2. 2進行序列星圖識別，獲得t時刻星圖中識別的導航星i的星敏感器測量矢量ν(t)i;
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于星敏感器的航天器姿態(tài)角速度測量方法，目的是解決現有方法精度受星敏感器測量誤差影響較大的問題。技術方案是讀入初始時刻t0的星圖，獲得t0的星敏感器測量矢量及導航星信息；令t＝t0+δt，讀入t時刻星圖，經星點提取、序列星圖識別，對同時出現在前一幀星圖和當前幀星圖的導航星進行編號，獲得同時出現在t-δt和t的導航星總數n以及對應的星敏感器測量矢量對的集合Ω1；然后對卡爾曼濾波器進行初始化，估計航天器姿態(tài)角速度，重置濾波器初始值，令t＝t+δt，重復讀入t時刻星圖，經星點提取、序列星圖識別，對導航星進行編號，獲得n以及Ω1的步驟。本發(fā)明能消除星敏感器測量隨機噪聲對姿態(tài)角速度估計的影響，提高測量的精度。
文檔編號G01P3/36GK102435763SQ20111027589
公開日2012年5月2日 申請日期2011年9月16日 優(yōu)先權日2011年9月16日
發(fā)明者劉海波, 吳子敏, 李修建, 楊俊才, 楊孟飛, 楊建坤, 王炯琦, 譚吉春, 賈輝 申請人:中國人民解放軍國防科學技術大學