[发明专利]一种利用双阵列天线进行微小卫星相对姿态确定的方法

说明书

本发明公开了一种利用双阵列天线进行微小卫星相对姿态确定的方法，包括以下步骤：1)建立主航天器的轨道坐标系及主航天器的本体坐标系，并建立主航天器上两个阵列天线的测量坐标系，建立从航天器上阵列天线的量测坐标系，再分别构建各从航天器的发射信号；2)确定扩展卡尔曼滤波器的系统方程；3)确定各从航天器与主航天器上两个阵列天线之间通信链路直达径的波达角及波离角；4)构建扩展卡尔曼滤波器的测量方程；5)得到扩展卡尔曼滤波的初始状态；6)根据扩展卡尔曼滤波器的系统方程及测量方程、扩展卡尔曼滤波的初始状态分别对各从航天器的相对状态进行迭代，得各从航天器的相对姿态，该方法适用范围广，同时运算复杂度较低。

技术领域

本发明属于微小卫星编队相对姿态确定领域，具体涉及一种利用双阵列天线进行微小卫星相对姿态确定的方法。

背景技术

微小卫星具有重量轻、体积小、技术含量高和研制周期短等一系列优点，除此之外，还可以采用模块化设计技术及标准化星体，在流水线上批量生产并储存、便于机动发射。还可以利用分布式星座、编队或者引入人工智能等新技术成果、用智能星群完成更加复杂的应用任务，而这种任务利用传统的大卫星是不能完成的。所以微小卫星在军用领域或者民用领域，包括商业通信、空间科研、国防军事、行星探测等方面都有非常广泛的应用。微小卫星编队星间相对姿态确定是实现编队自主运行和各种空间任务的基础，如何设计适用于微小卫星的相对姿态确定方法变得尤为重要。

微小卫星体积小、重量轻，传统的姿态确定敏感器如星敏感器、不仅体积大，而且非常昂贵，增加了微小卫星设计成本，并不适合在微小卫星上使用。此外还有利用GPS卫星进行相对姿态确定的方法，这种方法需要在微小卫星上安装GPS接收机，违背了微小卫星精简设计的原则，另外GPS信号容易受到外界干扰，并且当微小卫星在远地轨道运行的时候，也就是说当微小卫星高于GPS卫星时，接收不到GPS信号，这种方法就失效了。Texas AMUniversity开发了一种基于视觉的导航传感器系统(NISNAV)，这种系统在主从航天器上分别安装光学传感器和光源，利用光学敏感器感知光源，得到航天器到光源之间的视线向量。应为这种方法需要额外的为航天器安装敏感器及光源，所以不可避免的增加了航天器的体积，不适用与微小卫星，并且这种方法在主从航天器之间距离非常大的时候将不再适用。此外还有利用相机识别特征点进行姿态确定的方法，这种方法需要用到非常复杂和好事的图像处理方法，这种方法对光照要求也很高，在航天器位于阴影区的时候这种方法失效。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种利用双阵列天线进行微小卫星相对姿态确定的方法，该方法适用范围广，不增加航天器本身的体积，同时运算复杂度较低。

为达到上述目的，本发明所述的利用双阵列天线进行微小卫星相对姿态确定的方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)在主航天器上安装两个阵列天线作为接收端，从航天器上安装一个阵列天线作为发射端，建立主航天器的轨道坐标系及主航天器的本体坐标系，并建立主航天器上两个阵列天线的测量坐标系，建立从航天器上阵列天线的量测坐标系，再分别构建各从航天器的发射信号；

2)根据步骤1)中主航天器的轨道坐标系构建主航天器与从航天器的相对姿态动力学方程，然后将主航天器与从航天器的相对姿态动力学方程作为扩展卡尔曼滤波器的系统方程；

3)根据步骤1)中构建的各从航天器的发射信号利用码分多址技术识别各从航天器，得各从航天器的信道冲激响应向量，根据各从航天器的冲激响应向量分别确定各从航天器与主航天器上两个阵列天线之间通信链路直达径的波达角及波离角；