小衛星姿態確定系統及方法

2023-07-10 21:48:21 1

專利名稱：小衛星姿態確定系統及方法
技術領域：
本發明屬於太空飛行器技術領域，涉及一種姿態確定系統及方法，尤其涉及一種 針對小衛星平臺的低成本、低功耗、高可靠性的姿態確定系統及方法。
背景技術：
小衛星廣泛應用於通訊、科學實驗、環境與資源等眾多領域，成為衛星技術 的重要發展方向，受到世界各國的關注。衛星平臺的姿態控制系統是衛星正常運 行並完成飛行任務的重要保障系統之一，而衛星姿態的確定是實施姿態控制的基 礎，因此，針對小衛星成本低，質量輕，技術含量高等特點，研究開發低成本高 可靠性的姿態確定系統具有十分重要的意義。
目前衛星上採用的姿態測量部件主要有陀螺，星敏感器，紅外地平儀，太陽 敏感器和磁強計等。其中，陀螺為慣性測量部件，測量衛星的角速度，但可靠性
較低，壽命較短；星敏感器直接測量衛星姿態，精度較高，但價格較高；紅外地 平儀有掃描式和靜態式兩種，通過敏感地球邊界獲得衛星的滾動角和俯仰角，掃 描式精度較高，但價格較高且存在轉動機構，而靜態式無轉動機構，可靠性較高； 太陽敏感器用於測量太陽矢量，有數字式和模擬式兩種，模擬式結構簡單，成本 較低；磁強計用於測量地磁矢量，成本低，可靠性高。
目前衛星上採用的定姿算法主要有確定性定姿算法和狀態估計法。確定性算 法主要指直接測量(如星敏感器和紅外地平儀)和雙(或多)矢量定姿算法(如 TRIAD算法，QUEST算法)，確定性算法計算簡單但精度較低；狀態估計法主要指 最小二乘法和Kalman濾波算法，Kalman濾波一般是利用陀螺和其它姿態測量部 件組合，進行高精度姿態確定，在高精度大衛星平臺中應用較多，國外有採用僅 利用磁強計或與太陽敏感器組合的Kalman濾波定姿算法，算法較為複雜。Kalman 濾波算法計算量大，星上一般採用固定增益形式，通過地面上注方式進行增益調 整，實時性差，存在發散的風險。
衛星的小型化、低成本化，迫切要求形成一套結構簡單、廉價但又具有較高精度和可靠性的姿態確定系統。

發明內容
本發明所要解決的技術問題是提供一種針對小衛星平臺的低成本、低功耗、 高可靠性的姿態確定系統。
另外，本發明還提供上述姿態確定系統的姿態確定方法。 為解決上述技術問題，本發明採用如下4支術方案 一種小衛星姿態確定系統，其包括
若干姿態測量部件，用以對反映衛星姿態的信息進行測量；姿態測量部件包 括紅外地平儀、太陽敏感器、磁強計；
中央處理器，用以釆集上述姿態測量部件測量數據，計算環境模型，並根據 測量數據和環境模型選4奪相應的定姿算法進行姿態確定；其包括
地平儀數據採樣及處理單元，用以根據所述紅外地平儀測量的數據判斷紅外 地平儀的狀態；
太陽敏感器數據採樣及處理單元，用以根據所述太陽敏感器測量的數據判斷 太陽敏感器的狀態及衛星本體坐標系中的太陽矢量；
磁強計數據採樣及處理單元，用以根據所述磁強計測量的數據判斷磁強計的 狀態及衛星本體坐標系中的地磁矢量；
環境模型計算單元，用以獲取軌道坐標系下的太陽矢量、地磁矢量； 定姿選擇單元，用以根據所述地平儀數據採樣及處理單元、太陽敏感器數據
採樣及處理單元、磁強計數據採樣及處理單元、及環境模型的數據，選擇相應的 定姿算法進行姿態確定。
作為本發明的一種優選方案，當衛星不在穩態工作模式時，定姿選擇單元控 制所述姿態確定系統選擇非穩態定姿算法，通過獲取的測量數據選擇定偏航角地 平儀定姿算法、不定偏航角地平儀定姿算法、雙矢量定姿算法、單磁強計定姿算 法中的一種；
當衛星進入穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇穩態 EKF定姿算法，通過獲取的測量數據選擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法、紅外地平儀/磁Kalman濾波算法、太陽/磁Kalman濾波算法、單石茲Kalman濾波算 法中的一種。
作為本發明的一種優選方案，所述定姿選擇單元控制姿態確定系統選擇非穩 態定姿算法包括
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇定 偏航角地平儀定姿算法；
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇不 定偏航角地平儀定姿算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽壽文感器正常時，選擇雙矢量 定姿算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽壽文感器故障時，選擇單》茲強 計定姿算法。
作為本發明的一種優選方案，所述定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇 穩態EKF定姿算法包括
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇紅 外地平儀/太陽Kalman濾波算法；
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇紅 外地平儀A磁Kalman濾波算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇太陽/ 磁Kalman濾波算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單磁 Kalman濾波算法。
作為本發明的一種優選方案，所述紅外地平儀為靜態紅外地平儀，太陽敏感
器為模擬式太陽敏感器，磁強計為三軸磁強計。
上述姿態確定系統的姿態確定方法，該方法包括如下步驟 紅外地平儀、太陽敏感器、磁強計對反映衛星姿態的信息進行測量； 中央處理器採集上述姿態測量部件的測量數據，計算環境才莫型，並4艮據測量
數據和環境;f莫型選4奪相應的定姿算法進行姿態確定；當衛星不在穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇非穩 態定姿算法，通過獲取的測量數據選擇定偏航角地平儀定姿算法、不定偏航角地
平儀定姿算法、雙矢量定姿算法、單磁強計定姿算法中的一種；
當衛星進入穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇穩態 EKF定姿算法，通過獲取的測量數據選擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法、紅 外地平儀/磁Kalman濾波算法、太陽/磁Kalman濾波算法、單i茲Kalman濾波算 法中的一種。
作為本發明的一種優選方案，所述定姿選擇單元控制姿態確定系統選擇非穩 態定姿算法的過程包括
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇定 偏航角地平儀定姿算法；
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇不 定偏航角地平儀定姿算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇雙矢量 定姿算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單磁強 計定姿算法。
作為本發明的一種優選方案，定偏^^角/不定偏;阮角地平^f義定姿算法包括如 下步驟紅外地平儀數據直接解算出衛星的滾動角和俯仰角；根據太陽敏感器工 作狀態，地平儀定姿算法分為兩種情形；
若太陽敏感器數據有效，利用紅外地平儀確定的滾動角^和俯仰角e,根 據姿態矩陣反推衛星的偏航角^:
^ = arctan 2[(&1. S炒-".& ), (H. & + A:2. &)];
其中，kl = cos(e).Sbx+sin(^).Sbz;
k2 = sin(6>). sinO). Sbx + cos(p). Sby -cos(<9). sinO) Sbz;
、"^，^，SjT ， S。 —^,&,^f分別為衛星本體坐標系和軌道坐標系中
的太陽矢量；
10若太陽敏感器數據無效，取^ =;
雙矢量定姿算法包括如下步驟利用衛星本體坐標系中的地磁矢量B6和太 陽矢量S,,對照軌道坐標系中的地磁矢量B。和太陽矢量S。，採用簡化後的QUEST 雙矢量定姿算法，確定衛星的三軸姿態；
單磁強計定姿算法包括如下步驟當僅三軸磁強計數據有效時，利用衛星本 體坐標系中的地》茲矢量Br對照軌道坐標系中的地^茲矢量B。，近似計算衛星的 俯仰角P: ^arctan2[(萬。^廣AAJ，(^^+AAJ]。
作為本發明的一種優選方案，所述定姿選才奪單元控制所述姿態確定系統選擇 穩態EKF定姿算法的過程包括
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇紅 外地平儀/太陽Kalman濾波算法；
當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇紅 外地平儀/磁Kalman濾波算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇太陽/ 磁Kalman濾波算法；
當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單磁 Kalman濾波算法。
作為本發明的一種優選方案，所述紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法、紅外 地平儀/磁Kalman濾波算法、太陽/磁Kalman濾波算法、單磁Kalman濾波算法 包括如下步驟姿態預估計步驟，狀態方程建立步驟，觀測量計算及觀測方程建 立步驟，Kalman濾波迭代計算步驟，姿態校正步驟。
本發明的有益效果在於
(1)測量部件中不含慣性部件，無轉動機構，成本低，結構簡單，可靠性 高，符合小衛星低成本、高可靠性的特點；
(3)定姿算法多樣，設計了四種確定性定姿算法和四種Kalman濾波算法， 各算法之間能進行有效融合，星上自主切換，提高了系統的可靠性；
(4 )將四種完整的Kalman濾波定姿算法引入定姿系統，沒有按傳統形式採用固定增益的簡化濾波算法，具有較高定姿精度；同時通過兩項關鍵技術，減少
了濾波算法的計算量。兩項關鍵技術為A、將四種Kalman濾波定姿算法設計成 統一的形式，星上根據測量部件的狀態自主進行重構；B、根據^磁控衛星間歇控 制的特點，將整個Kalman濾波定姿算法分解為兩個部分，分時進行計算。
本發明提供的姿態確定系統已成功應用於小型號衛星，運行情況優異，滿足 中等精度小衛星平臺的需要，為小衛星平臺姿態確定系統的設計提供了重要參 考。


圖1為本發明姿態確定系統的組成示意圖。 圖2為本發明姿態確定方法的流程圖。
具體實施例方式
下面結合附圖詳細說明本發明的優選實施例。
請參閱圖l，本發明揭示了一種小衛星姿態確定系統，其包括若干姿態測 量部件IO、中央處理器20。
姿態測量部件10用以對反映衛星姿態的信息進行測量；本實施例中，姿態 測量部件包括紅靜態紅外地平儀11、模擬式太陽敏感器12、三軸》茲強計13。中 央處理器20用以採集上述姿態測量部件的測量數據，計算環境4莫型，並才艮據測 量數據和環境模型選擇相應的定姿算法進行姿態確定。本實施例中，中央處理器 20作為一星載計算機的一部分，該星載計算機還包括姿態控制系統40。
以下分別只於系統各組成詳細介紹。姿態測量部件
本發明從小衛星低成本，低功耗、高可靠性的角度出發選擇姿態測量部件。 1)靜態紅外地平4義
靜態紅外地平儀通過測量地球與太空的邊界，可直接確定衛星的滾動角和俯 仰角。主要指標測量角範圍 ±10° 質量 1. 3kg
功耗 0. 9W
2) 模擬式太陽敏感器
模擬式太陽敏感器安裝在衛星的對太陽面上，通過測量敏感器平面與太陽矢 量之間的夾角，得到太陽矢量在衛星本體坐標系中的表示。主要指標 角度解析度優於O. 3° 測量精度 1° 質量 0.2kg 功耗 0. 3W
3) 三軸石茲強計
三軸磁強計用於測量衛星本體坐標系下三軸^茲場矢量強度，不存在一見場問 題，是本發明系統中最可靠的測量部件，對其進行熱備份，進一步提高系統可靠 性。主要指標
量程(X、 Y、 Z軸) -50000nT~+50000nT
解析度 2 nT
測量精度 ± 4nT+0. 05%測量值
質量(兩探頭+線路盒)1.2kg
功耗(兩探頭+線路盒)1. 0W
本發明採用的三種測量部件均為低成本姿態測量部件，總質量僅為2. 7kg, 功耗僅為2. 2W,符合小衛星的特點。對各測量部件的數據均採用多次釆樣進行 平均的方式進行數據釆集，以提高測量精度。中央處理器
中央處理器20包括地平儀數據採樣及處理單元21、太陽敏感器數據採樣及 處理單元22、磁強計數據採樣及處理單元23、環境模型計算單元24、定姿選擇 單元25。
地平儀數據釆樣及處理單元21用以根據所述紅外地平儀測量的數據判斷紅 外地平儀的狀態並獲取紅外地平儀的四路信號值。
13太陽敏感器數據採樣及處理單元22用以根據所述太陽敏感器測量的數據判 斷太陽敏感器的狀態並獲取衛星本體坐標系中的太陽矢量Sb。
磁強計數據採樣及處理單元23用以根據所述磁強計測量的數據判斷磁強計 的狀態並獲取衛星本體坐標系中的地磁矢量Bb。
環境模型計算單元24用以獲取軌道坐標系下太陽矢量So、地磁矢量Bo。
定姿選捧單元25，用以根據所述地平儀數據採樣及處理單元、太陽敏感器 數據採樣及處理單元、；茲強計數據採樣及處理單元、及環境才莫型計算單元的數據， 選擇相應的定姿算法進行姿態確定。
本發明採用的定姿算法包括地平儀定姿(包含定偏航角和不定偏航角兩 種)，雙矢量定姿和單磁強計定姿，紅外地平儀/太陽Kalman濾波定姿，紅外地 平儀/磁Kalman濾波定姿，雙矢量Kalman濾波定姿和單石茲Kalman濾波定姿。中 央處理器根據姿控系統的工作模式和測量部件的工作狀態自主在各定姿算法間 進4亍切:換或重構。
各定姿算法重構圖如圖2所示。當衛星不在穩態工作模式時(條件 ),定 姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇非穩態定姿算法，通過獲取的測量數據選 擇定偏航角地平儀定姿算法、不定偏航角地平儀定姿算法、雙矢量定姿算法、單 磁強計定姿算法中的一種。
當衛星進入穩態工作模式時(條件⑤)，定姿選擇單元控制所述姿態確定系 統選擇穩態EKF定姿算法，通過獲取的測量數據選擇紅外地平儀/太陽Kalman 濾波算法、紅外地平儀/磁Kalman濾波算法、太陽/磁Kalman濾波算法、單石茲 Kalman濾波算法中的一種。
所述定姿選擇單元控制姿態確定系統選擇非穩態定姿算法的過程包括當地 平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時(條件②條件④)， 選擇定偏航角地平儀定姿算法；當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或 太陽敏感器故障時(條件②條件③)，選擇不定偏航角地平儀定姿算法；當地平 儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時(條件①條件④)，選擇 雙矢量定姿算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時 (條件①條件③)，選擇單磁強計定姿算法。所述定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇穩態EKF定姿算法的過程包 括當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時(條件② 條件④)，選擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法；當地平儀有效、數據正常， 且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時(條件②條件③)，選擇紅外地平儀/磁 Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常 時(條件①條件④)，選擇太陽/磁Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且 衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時(條件①條件③)，選擇單磁Kalman濾波算 法。
定姿選擇單元25根據實際情況依照上述定姿確定方法選擇相應定姿算法， 以下具體介紹各定姿算法。
一、 地平儀定姿算法
紅外地平儀數據可直接解算出衛星的滾動角和俯仰角。才艮據太陽敏感器工作 狀態，地平儀定姿算法分為兩種情形。若太陽敏感器數據有效，利用紅外地平儀 確定的滾動角^和俯仰角0,根據姿態矩陣反推衛星的偏航角
^ = arctan 2pi. & - A:2. S」,(W & + A:2. &》] (1)
式中，kl = cos(^).Sbx+sin(e)'Sbz;
k2 = sin(61) sin⑨.+ cos(p). Sby -cos(<9). sin(p) Sbz;
SA = (&,&,&;)t ， S。 = (SOT,S。y，S。z)t分別為衛星本體坐標系和軌道坐標系中的 太陽矢量。
若太陽敏感器數據無效，不定衛星的偏航角，取^ = 0。
二、 雙矢量定姿算法
雙矢量定姿算法利用衛星本體坐標系中的地磁矢量B》和太陽矢量、，對照 軌道坐標系中的地^磁矢量B。和太陽矢量S。，採用簡化後的QUEST雙矢量定姿算 法，確定衛星的三軸姿態。三、 單磁強計定姿算法
當僅三軸磁強計數據有效時，利用衛星本體坐標系中的地石茲矢量B^對照
軌道坐標系中的地J茲矢量B。，近似計算衛星的俯仰角P:
6 = arctan2+ (2)
四、 擴展Kalman濾波定姿算法
擴展Kalman濾波定姿算法為本發明系統的核心部分。
四種Kalman濾波算法結構一致，可細分為姿態預估計，狀態方程建立，？見 測量計算及觀測方程建立，Kalman濾波迭代計算，姿態校正五個部分。具體描 述如下
①姿態預估計
根據衛星動力學模型估計衛星角速度
=+I_1 x (IgVw + h)] AT (3)
式中'^m，^W"]T為第k時刻角速度濾波值，初始值
<。/Q=[o,,,o]T; I為衛星轉動慣量矩陣，h為衛星的偏置角動量，AT為計算周期。
根據衛星運動學模型估計衛星姿態四元數
<*"=&,-叫[-械拳 -1蘇乖] (4)
4一i" = +會0(66。,"4)46一厶71 (5)
式中，Im4麼。，,麼。2,m，^呻,^級]t為第k時刻姿態四元數濾波值，初始
值l。,。[o,o,o,i]t，叫為衛星軌道角速度；^。，w,[Aw6—錄,LwJ為第k時刻衛星相對軌道系的角速度。Q^^,。表示構建矩陣:
為觀測量計算做準備，對衛星姿態矩陣進行預估計:
0 z— "to
一 0
0
_1— 一氣0
A =
1
。3,4+1" 1
—械
械 —2々A
一2麼
械
1
(6)
②狀態方程建立
分別定義衛星角速度 和姿態四元數q6。的真實值與估計值< ,t的誤差 ^w = , ， 丫和^b。=[ *。i， *。2, 6。3,&a。4 ]T ,滿足
qto =仏。
4。 ， a, = < + △ 取^6,和的矢量部分作為濾波狀態量X:
x = [^yte ~ &。i <%02 。3]T
連續濾波狀態方程為
(7)
式中，F(f)=
F1(3x3) 03x3
0.5I3x3 03x3.
,Fu-I"[[(I +h)x]-K,x]I]
13;<3為3維單位矩陣￡
將連續模型離散化:
(8)
17式中，=i6x6十F(o厶r, I6x6為6維單位矩陣'
③觀測量計算及觀測方程建立
Ka 1 man濾波;見測方禾呈離散形式為:
(9)
四種Kalman濾波算法，濾波觀測量Y^，觀測矩陣H^和噪聲V4+1的取值各 不相同，通過適當處理將其設計成統一的形式，具體如下 >地平4義+太陽EKF
濾波M/測量Y^: Y-[^S;, ^ ^ 0]T
式中，M6z]T=[(AS。)x]S6; cV = P-2^0l, 鄰^-2&o2,
p和^為紅外地平儀確定的滾動角和俯仰角。
濾波5見測矩陣H
H =
03x3 H12 03x3 H22
式中，Hl2 =
0 -2(《《) 0
0 0 -2(《+&2
H22 =
2 0 0 0 2 0 0 0 0
測量噪聲vt+1的方差陣R取為:
R =
of00000
0cr，0000
00<T，000
00000
0000《0
00000式中，c7、， 分別為太陽敏感器和紅外地平儀的測量誤差方差,
>地平儀+磁EKF
濾波觀測量Y^: :^ = [55^ 5 w淤0]T
式中，SBA=[Mfa 3& "aK(AB。)x]BJ
濾波觀測矩陣H^: H =
03x3 H12 。3x3 H22.
式中，Hl2 =
:) o
0 -2(^ +《z)
0 0
測量噪聲Vfr+1的方差陣R取為:
R =
00000
0《0000
00《000
00000
0000 20
00000
H22 =
2 0 0 0 2 0 0 0 0
式中，^為》茲強計測量誤差方差。
>雙矢量EKF
濾波觀測量Y^: 3^ = [5& 叫2叫，然~《S6z]T
式中，鄧,[5圪5& 5&]t-[(AB。)x]B^
然6=[& MAr Mfe]T=[(AS0)x]S6。
濾波觀測矩陣H^: H =
03x3 H12 。3x3 H22.
19formula see original document page 20R =
200000
0《0000
00000
00000
0000of0
00000《
④Kalman濾波迭代計算
聯立Kalman濾波狀態方程和觀測方程:
ao)
按下述簡化的Kalman濾波迭代公式進行迭代計算:
P
(ii)
式中，P^為濾波誤差方差陣，Q為系統誤差方差陣'
⑤姿態4交正
利用濾波值X^^對預估計值6w ， 4w進行校正得到最終的姿態: 角速度校正
姿態四元lt一交正
21+乜
4/jo，A:+l/fc+l = ^o，A:+lM+l/|4/)o，A:+l/;fe+l|
姿態四元悽史q轉化為姿態角p,A^ :
p = arcsin[2(q2gi3 +9,^4)] ^ =國arctan2
(13)
(14)
2 (qi恥-q2恥),(-q -q孟+ q32+q"一
通過對濾波觀測量的處理，四種Kalm an濾波算法可採用一套算法實現。
Kalman濾波遞推計算耗時很長，尤其是式(ll)涉及六維矩陣間的四則運算， 在實際計算過程中，採取將六維矩陣拆成三維矩陣，將常數陣轉化為矢量等方式 進行計算，有效的減少了計算量。式(11)中的第三式濾波誤差方差陣&皿+1的計 算是為了下一拍濾波計算做準備，不參與該步定姿。而主動磁控衛星採取一拍控， 一拍不控的方式對衛星施加控制力矩，即在不控的一拍是不需要姿態信息的，所 以將式(11)中的第三式從Kalman算法中分離至不控的那一拍進行計算，計算結 果設置為全局變量，作為完整Klaman濾波算法的輸入量，從而進一步減少了 Kalman濾波定姿算法的計算量。
這裡本發明的描述和應用是說明性的，並非想將本發明的範圍限制在上述實 施例中。這裡所^C露的實施例的變形和改變是可能的，對於那些本領域的普通才支 術人員來說實施例的替換和等效的各種部件是/>知的。本領域技術人員應該清楚 的是，在不脫離本發明的精神或本質特徵的情況下，本發明可以以其它形式、結 構、布置、比例，以及用其它組件、材料和部件來實現。在不脫離本發明範圍和 精神的情況下，可以對這裡所披露的實施例進行其它變形和改變。
2權利要求
1、一種小衛星姿態確定系統，其特徵在於，其包括若干姿態測量部件，用以對反映衛星姿態的信息進行測量；姿態測量部件包括紅外地平儀、太陽敏感器、磁強計；中央處理器，用以採集上述姿態測量部件的測量數據，並計算環境模型，然後根據測量數據及環境模型選擇相應的定姿算法進行姿態確定；其包括地平儀數據採樣及處理單元，用以根據所述紅外地平儀測量的數據判斷紅外地平儀的狀態並獲取處理後的紅外地平儀測量數據；太陽敏感器數據採樣及處理單元，用以根據所述太陽敏感器測量的數據判斷太陽敏感器的狀態並獲取衛星本體坐標系中的太陽矢量；磁強計數據採樣及處理單元，用以根據所述磁強計測量的數據判斷磁強計的狀態並獲取衛星本體坐標系中的地磁矢量；環境模型計算單元，用以獲取軌道坐標系下的太陽矢量、地磁矢量；定姿選擇單元，用以根據所述地平儀數據採樣及處理單元、太陽敏感器數據採樣及處理單元、磁強計數據採樣及處理單元、環境模型計算單元，選擇相應的定姿算法進行姿態確定。
2、 根據權利要求1所述的小衛星姿態確定系統，其特徵在於當衛星不在穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇 非穩態定姿算法，通過獲取的測量數據選擇定偏航角地平儀定姿算法、不定 偏航角地平儀定姿算法、雙矢量定姿算法、單磁強計定姿算法中的一種；當衛星進入穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇 穩態EKF定姿算法，通過獲取的測量數據選擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波 算法、紅外地平儀/磁Kalman濾波算法、太陽/磁Kalman濾波算法、單磁 Kalman濾波算法中的一種。
3、 根據權利要求2所述的小衛星姿態確定系統，其特徵在於所述定姿選擇單元控制姿態確定系統選擇非穩態定姿算法包括 當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇定偏航角地平儀定姿算法；當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇不定偏航角地平儀定姿算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇雙 矢量定姿算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單 磁強計定姿算法。
4、 根據權利要求2所述的小衛星姿態確定系統，其特徵在於所述定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇穩態EKF定姿算法包括當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選 擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法；當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選 擇紅外地平儀/磁Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇太 陽/磁Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單 磁Ka 1腿n濾波算法。
5、 根據權利要求1至4任意一項所述的小衛星姿態確定系統，其特徵在於所述紅外地平儀為靜態紅外地平儀，太陽敏感器為模擬式太陽敏感器， -茲強計為三軸》茲強計。
6、 一種權利要求1至5任意一項所述姿態確定系統的姿態確定方法，其特徵在 於，該方法包括如下步驟紅外地平儀、太陽敏感器、磁強計對反映衛星姿態的信息進行測量； 中央處理器採集上述姿態測量部件的測量數據，計算環境模型，並根據 測量數據和環境模型選擇相應的定姿算法進行姿態確定；當衛星不在穩態控制模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇 非穩態定姿算法，通過獲取的測量數據選擇定偏航角地平儀定姿算法、不定偏航角地平儀定姿算法、雙矢量定姿算法、單磁強計定姿算法中的一種；當衛星進入穩態工作模式時，定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇 穩態EKF定姿算法，通過獲取的測量數據選擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波 算法、紅外地平儀A茲Kalman濾波算法、太陽/,茲Kalman濾波算法、單i茲 Ka 1 man濾波算法中的 一種。
7、 根據權利要求6所述的姿態確定方法，其特徵在於所述定姿選擇單元控制姿態確定系統選擇非穩態定姿算法的過程包括當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選 擇定偏航角地平儀定姿算法；當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選 擇不定偏航角地平儀定姿算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇雙 矢量定姿算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單 磁強計定姿算法。
8、 根據權利要求7所述的姿態確定方法，其特徵在於定偏航角/不定偏航角地平儀定姿算法包括如下步驟紅外地平儀數據直 接解算出衛星的滾動角和俯仰角；根據太陽敏感器工作狀態，地平儀定姿算 法分為兩種情形；若太陽敏感器數據有效，利用紅外地平儀確定的滾動角P和俯仰角 根 據姿態矩陣反推衛星的偏航角^ = arctan 2[(W & - A:2. &), (A:l. & + 。. &)];其中，kl = cos(^).Sbx+sin(^).Sbz;formula see original document page 0S6 )t ， S。 "&，&,S。,)t分別為衛星本體坐標系和軌道坐標系中的太陽矢量；若太陽敏感器數據無效，取^/ = 0;雙矢量定姿算法包括如下步驟利用衛星本體坐標系中的地^磁矢量B6和太陽矢量&，對照軌道坐標系中的地磁矢量B。和太陽矢量S。，採用簡化後的QUEST雙矢量定姿算法，確定衛星的三軸姿態；單磁強計定姿算法包括如下步驟當僅三軸磁強計數據有效時，利用衛 星本體坐標系中的地/磁矢量B6 ，對照軌道坐標系中的地J茲矢量B。，近似計算 衛星的俯仰角^ ^arctan2[(5。^廣S。,J，(^^
9、 根據權利要求6所述的姿態確定方法，其特徵在於所述定姿選擇單元控制所述姿態確定系統選擇穩態EKF定姿算法的過程 包括當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選 擇紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法；當地平儀有效、數據正常，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選 擇紅外地平儀A茲Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陽照區、太陽敏感器正常時，選擇太 陽A茲Kalman濾波算法；當地平儀失效或故障，且衛星位於陰影區或太陽敏感器故障時，選擇單 i茲Kalman濾波算法。
10、 根據權利要求9所述的姿態確定方法，其特徵在於所述紅外地平儀/太陽Kalman濾波算法、紅外地平4義Af茲Kalman濾波算 法、太陽/磁Kalman濾波算法、單磁Kalman濾波算法包括如下步驟姿態預估計步驟，狀態方程建立步驟，觀測量計算及觀測方程建立步驟，Kalman濾波迭代計算步驟，姿態校正步驟。
全文摘要
本發明揭示一種小衛星姿態確定系統及方法，該系統包括若干姿態測量部件、中央處理器；中央處理器用以採集上述姿態測量部件的測量數據，計算環境模型，並根據測量數據和環境模型選擇相應的定姿算法進行姿態確定；其包括地平儀數據採樣及處理單元、太陽敏感器數據採樣及處理單元、磁強計數據採樣及處理單元、環境模型計算單元、定姿選擇單元。定姿選擇單元根據所述地平儀數據採樣及處理單元、太陽敏感器數據採樣及處理單元、磁強計數據採樣及處理單元、及環境模型計算單元的數據，選擇相應的定姿算法進行姿態確定。本發明成本低，結構簡單；同時定姿算法多樣，設計了四種確定性定姿算法和四種Kalman濾波算法，各算法之間能進行有效融合，星上自主切換，提高了系統的可靠性。
文檔編號G01C21/00GK101556155SQ20091005161
公開日2009年10月14日 申請日期2009年5月20日 優先權日2009年5月20日
發明者松 萬, 劉善伍, 劉國華, 吳子軼, 霖 左, 銳 張, 靜 張, 謝祥華, 黃志偉 申請人:上海微小衛星工程中心