[发明专利]一种星敏感器非高频误差在轨修正方法

权利要求书

1.一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、根据星敏感器理论输出四元数q_si、星敏感器理论安装四元数q_sb以及惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，以对星敏感器安装常值偏差、有效载荷常值偏差以及有效载荷常值周期误差进行修正，使姿态四元数

S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏置角继续对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正；

步骤S3具体包含：

将步骤S2修正得到的姿态四元数q_bo表示出卫星姿态信息，并将该卫星姿态信息转换为用欧拉角表示的卫星姿态信息：

θ_ST＝θ_ST+θ_c0；

ψ_ST＝ψ_ST+ψ_c0；

式中，q₁、q₂、q₃、q₄分别为姿态四元数q_bo的四个分量；

S4、将步骤S3中获得的修正后的最终姿态确定角作为卫星的姿态确定角带入到控制系统中接入闭环控制。

2.如权利要求1所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

所述的安装常值偏差误差项式中，q_{err_st1}为星敏感器自身安装基准镜与光轴之间的偏差修正四元素，q_{err_st2}为星敏感器安装基准镜与整星基准镜之间的安装偏差。

3.如权利要求2所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

所述的有效载荷常值偏差误差项q_err2在升轨段和降轨段取不同的实际标定数据：

当-pi/2<u<pi/2时，q_err2为升轨修正值q_err2升；

当-pi<u<-pi/2或pi/2<u<pi时，q_err2为升轨修正值q_err2降；

式中，pi为π，u为卫星轨道参数纬度幅角。

4.如权利要求3所述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征在于，所述的步骤S2中：

q_err3值根据在轨实时计算，其计算公式利用周期变化的三个姿态角θ₃、ψ₃计算，具体如下：

θ₃＝A_yisin(2πF_yi(t-T_yi))

ψ₃＝+A_zisin(2πF_zi(t-T_zi))

式中，A_xi、A_yi、A_zi分别为各轴慢变误差修正的幅值系数；F_xi、F_yi、F_zi分别为各轴慢变误差的变化频率；T_xi、T_yi、T_zi分别为各轴慢变误差修正的初始相位对应的时刻；t为当前计算时刻；