[发明专利]一种基于轨道周期特性的星敏感器精度修正方法

说明书

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，提出一种基于轨道周期特性的星敏感器精度修正方法，包括由航天器根据轨道周期特性修正星敏感器测量中的光行差以及由航天器根据轨道周期特性修正星敏感器安装矩阵的热弹变形误差。通过航天器自主计算航天器速度简化了星敏感器接口协议；直接对星敏感器输出的四元数进行光行差修正，技术简单易实现；并且利用航天器轨道运动和在轨数据拟合实时计算得到受温度影响的安装矩阵，可以实时消除热弹变形导致的姿态确定误差，提高了航天器姿态确定系统的能力。

技术领域

本发明总的来说涉及航天器姿态控制技术领域，具体而言涉及一种基于轨道周期特性的星敏感器精度修正方法。

背景技术

航天器的姿态确定精度是航天器姿态控制的重要基础，也是航天器执行各类任务成功与否的关键。各类空间任务都对航天器的姿态确定精度提出了很高的要求，而通常情况下星敏感器是航天器各种姿态测量部件中精度最高的。

星敏感器在轨实时测量星敏光学测量坐标系相对于惯性空间的姿态信息，经由星敏感器和载荷系统间的安装矩阵转换，得到满足任务需求的载荷系统相对惯性空间的姿态指向信息。现有高精度星敏感器姿态确定精度可达角秒级，但星敏测量过程中由于航天器相对惯性坐标系运动会引入光行差，以及敏感器和载荷系统间的安装矩阵误差，会严重影响姿态确定系统的测量精度，光行差和安装矩阵造成的误差会大于10角秒。

下面对现有技术处理光行差和安装矩阵造成的误差的方法作介绍。

安装矩阵的信息测量主要基于地面标定和在轨标定两种方法，地面标定方法是一次性测量方法，航天器经过主动段发射后安装矩阵实际值与地面标定测量值相差较大，不符合高精度姿态确定需求；在轨标定方法是利用星敏和载荷同时获得姿态信息求解得到，通常在航天器发射入轨后进行一次或周期性在轨标定完成安装矩阵信息测量，该方法可以避免力学变形带来的误差，但标定周期内航天器的热弹变形引入的误差无法消除。

星敏感器光行差误差主要通过光行差修正算法进行修正，需要定期将航天器相对惯性系的运动速度引入星敏感器，对惯性空间的恒星赤经赤纬进行光行差修正，将星敏测量星点与修正后的星图进行匹配计算得到姿态信息，该方法需要星敏具备实时速度通信接口和星图修正算法，较为复杂。

发明内容

为至少部分解决现有技术中星敏感器和载荷系统间的安装矩阵误差难以消除和光行差误差消除方法复杂，影响星敏感器精度的问题，本发明提出一种基于轨道周期特性的星敏感器精度修正方法，包括：

由航天器根据轨道周期特性修正星敏感器测量中的光行差，包括：

由星敏感器测量所述星敏感器相对于惯性系的第一姿态信息，并且将所述第一姿态信息表示为第一星敏感器四元数Q_S；

由航天器根据轨道周期特性计算航天器相对于惯性系的第一速度；以及

由航天器根据所述第一速度修正所述第一星敏感器四元数Q_S，并且计算第二星敏感器四元数Q′_S，所述第二星敏感器四元数Q′_S表示修正光行差后星敏感器相对于惯性系的第二姿态信息；以及

由航天器根据轨道周期特性修正星敏感器安装矩阵的热弹变形误差，包括：

由航天器将第一星敏感器安装矩阵表示为欧拉轴和欧拉角的形式，如下式所示：A_ZS(e，Φ)，其中e表示欧拉轴、Φ表示第一欧拉角；

由航天器根据轨道周期特性计算第一欧拉角Φ；

由航天器根据欧拉角Φ计算星敏感器安装矩阵四元数Q_ZS；以及