一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法與流程
2023-04-24 18:21:56 2
本發明特別涉及一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法。
背景技術：
隨著衛星技術的不斷發展,越來越多的國家和組織都越來越傾向於利用多顆衛星組成編隊衛星系統來實現空間任務目標。因此編隊衛星系統控制任務越來越複雜，同時也面臨著高控制精度以及自主化等方面壓力。
星間相對姿態確定技術是滿足精密編隊星間姿態協同控制需求，保證編隊控制精度的支撐技術。目前，國內外提出的星間相對姿態確定方法主要有3種：
第1種差分法，即由衛星自身攜帶的姿態敏感器實現單星高精度姿態確定，利用星間通信鏈路進行信息交互，通過簡單的數學差分計算獲得星間相對姿態；第2種類gps法，即採用類gps敏感器進行星間測量，通過濾波算法實現相對姿態確定；第3種直接法，當編隊衛星之間的相對距離比較接近百米量級時，採用視覺敏感器來直接測量確定星間相對姿態。
上述3種方法，差分法本身受制於單星敏感器姿態確定精度，同時數據差分的處理方式會放大測量誤差，實現星間姿態確定精度有限；現有的類gps方法與衛星質心相耦合，星間相對姿態測量精度受制於衛星質心的在軌預估精度，特別的衛星質心的在軌預估非實時性影響星間姿態確定實時性要求。直接法受制於星間距離以及視覺敏感器的視場要求，星間姿態確定精度以及工程實踐性有限。
技術實現要素：
本發明的目的是提供一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法，實現複雜條件下在軌實時星間相對姿態確定。
為了實現以上目的，本發明是通過以下技術方案實現的：
一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法，其特點是，包含如下步驟：
s1，基於測量維數約束完成發射/接收天線布局配置設計；
s2，根據星間測量信息，建立星間相對姿態關係及不依賴於衛星質心的星間相對姿態關係；
s3，通過濾波算法計算星間相對狀態的實時信息。
所述的步驟s1中發射天線和接收天線數量為2個。
所述的步驟s2具體包含：
s2.1，建立不依賴於衛星質心的星間相對姿態狀態關係式：
ρij＝r+mr2j-r1i(1)
其中i＝1,2，j＝1,2，r為輔星已知基準點相對於主星已知基準點的位置矢量，ρij為主星第i個發射天線到輔星的第j個接收天線的距離，r1i為主星第i個發射天線相對主星已知基準點在主星本體坐標系裡的位置矢量，r2j為輔星的第j個接收天線相對輔星已知基準點在輔星本體坐標系裡的位置矢量，m為輔星本體坐標系相對於主星本體坐標系的姿態矩陣；
s2.2，設ψ,θ,為輔星相對主星的星間相對姿態角，則相對姿態狀態關係式可表示為：
其中，ω1，ω2分別為主星和輔星的姿態角速度，m為輔星體坐標繫到主星體坐標系的坐標變換矩陣：
其中c表示cos，s表示sin。
所述的步驟s3中採用ekf濾波器或ukf濾波器計算星間相對狀態的實時信息。
本發明與現有技術相比，具有以下優點：
1、工程可實現性強、精度高目前現有星間姿態確定方法，或者採用直接差分方式擴大噪聲，或者依賴質心估計精度，或者依賴視場與星間距離，相對姿態確定精度與應用範圍有限，本方法通過優化發射/接收天線布局，建立不依賴質心估計的測量方程，約束少,不引入額外的誤差，星間姿態確定精度高。
2、方法適用性與可靠性強編隊衛星的星間相對姿態確定全過程清晰，從相關收發天線與基準點的布局與優化到相對姿態確定實時濾波算法，意義明確，無視場、質心在軌估計、星間距離等約束，能夠在軌自主實現，能夠保證了精密編隊任務運行的品質，為星間姿態協同控制提供輸入與基礎。
3、經濟性強本方法相比現有類gps方法，發射天線與接收天線數量最優，同時不需要諸如光學相機的星間姿態測量敏感器，經濟成本低。
附圖說明
圖1為本發明一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法的流程圖；
圖2為本發明天線布局示意圖。
具體實施方式
以下結合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發明做進一步闡述。
精密編隊任務中星間姿態差異直接影響有效載荷工作的精度，同時星間姿態對編隊控制精度存在耦合影響，因此精度編隊必須進行星間姿態確定。針對這一工程應用問題，本發明提出了一種精密編隊任務條件下星間高精度相對姿態確定方法，實現複雜條件下在軌實時星間相對姿態確定。
如圖1所示，一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法，包含如下步驟：
s1，基於測量維數約束完成發射/接收天線布局配置設計，設計要求為發射天線和接收天線的個數最少；
s2，根據星間測量信息，建立星間相對姿態關係及不依賴於衛星質心的星間相對姿態關係；
s3，通過濾波算法計算星間相對狀態的實時信息。
上述的步驟s1中發射天線和接收天線數量為2個。
上述的步驟s2具體包含：
參見圖2為本發明天線布局示意圖，其中三角形為發射天線，圓形為接收天線，五角星形為衛星本體選定的已知基準點(通常為gnss接收機天線相位中心)。
s2.1，建立不依賴於衛星質心的星間相對姿態狀態關係式：
ρij＝r+mr2j-r1i(1)
其中i＝1,2，j＝1,2，r為輔星已知基準點相對於主星已知基準點的位置矢量，ρij為主星第i個發射天線到輔星的第j個接收天線的距離，r1i為主星第i個發射天線相對主星已知基準點在主星本體坐標系裡的位置矢量，r2j為輔星的第j個接收天線相對輔星已知基準點在輔星本體坐標系裡的位置矢量，m為輔星本體坐標系相對於主星本體坐標系的姿態矩陣；
s2.2，設ψ,θ,為輔星相對主星的星間相對姿態角，則相對姿態狀態關係式可表示為：
其中，ω1，ω2分別為主星和輔星的姿態角速度，m為輔星體坐標繫到主星體坐標系的坐標變換矩陣：
其中c表示cos，s表示sin。
所述的步驟s3中採用ekf濾波(擴展卡爾曼濾波)或ukf濾波(無跡卡爾曼濾波)計算星間相對狀態的實時信息。
綜上所述，本發明一種精密編隊任務下星間相對姿態確定方法，實現複雜條件下在軌實時星間相對姿態確定。
儘管本發明的內容已經通過上述優選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容後，對於本發明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發明的保護範圍應由所附的權利要求來限定。