[发明专利]一种基于Euler－q算法和DD2滤波的航天器姿态确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器的姿态确定方法，特别是一种基于Euler-q(Euler-quaternion)算法和DD2(Divided Difference 2)滤波的航天器姿态确定方法，用于各种中高精度的惯性/天文组合导航系统的姿态确定。

背景技术

航天器的姿态确定任务是利用航天器上的姿态敏感器测量所得到的信息，经过适当的处理，求得固连于航天器本体坐标系相对空间某一参考坐标系的信息，航天器由于各种任务的要求，需要高精度姿态信息，这是航天器发展和广泛应用的关键技术之一。

惯性/天文，即INS(Inertial Navigation System)/CNS(CelestialNavigation System)姿态确定系统是一种完全自主的姿态确定导航系统，它利用陀螺测量的载体角速度信息和星敏感器测量视场内的星光信息，在初始信息的基础上进行姿态解算和滤波，可以连续、实时地提供姿态，具有自主性强、隐蔽性好、不受气候条件限制等优点，因而广泛应用于航天等领域。目前使用的航天器姿态确定模型，大多以姿态四元数为状态，由于三轴姿态的自由度为3，因此姿态四元数存在冗余，而如果单纯取姿态四元数的矢量为估计的状态，则必须对估计模型线性化简化，造成模型的精度降低。应用于航天器姿态确定方法中，单纯使用确定性矢量观测，例如Davenport q方法由于需要计算特征值和特征矩阵，在线计算困难，因而难以得到应用。而在Davenport q方法上改进的QuEsT(Quaternion Estimator)方法，虽然在算法上得到了极大的改进，但是仍然存在过于依赖星敏感器精度且不能修正陀螺漂移并输出实时姿态的缺点。SVD(the Singular ValueDecomposition)鲁棒性很强但却需要奇异值分解，由于奇异值分解是一项运算量很大的复杂工作，因此不是很有效。FOAM(A Fast Optimal MatrixAlgurithm)算法也不能估计陀螺漂移使陀螺输出获得在线标定；而使用其它状态估计法，例如，扩展卡尔曼滤波EKF(Extend Kalman Filter)，由于使用泰勒展开的一阶非线性处理，虽然可以估计非线性模型，但是对非线性模型估计精度不高，而UKF(Unsented Kalman Filter)则利用一系列近似高斯分布的采样点，通过Unscented变换来进行状态与误差协方差的递推和更新，虽然精度有所提高，但是计算繁琐，实时性不高，因而很难满足姿态确定实时性的要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于Euler-q算法和DD2滤波的航天器姿态确定方法，该方法由Euler-q算法计算矢量观测得到的航天器姿态，同时由DD2滤波估计姿态误差和陀螺的常值漂移，不仅提供了高精度的姿态信息，而且校正了陀螺角速率输出。

本发明的技术解决方案为：一种基于Euler-q算法和DD2滤波的航天器姿态确定方法，其特征在于使用Euler-q算法和DD2滤波估计模型，利用星敏感器和陀螺仪，既可得到高精度实时的航天器姿态，又可以估计出陀螺仪的常值漂移，其具体步骤如下：

(1)由陀螺仪敏感航天器姿态，输出三轴角速率，并使用角增量算法更新姿态阵，获得航天器在地心惯性坐标系下的实时姿态：航向角，俯仰角θ，横滚角γ；

(2)利用星敏感器敏感星光，经过星图预处理得到观测星光矢量s在航天器本体坐标系下的坐标；并经过星图匹配识别之后得到与之对应的参考星光矢量v在地心惯性坐标系下的坐标；

(3)使用Euler-q算法，利用观测星光矢量和与之对应的参考星光矢量，获得航天器姿态四元数；

(4)以星光观测得到的航天器姿态四元数与步骤(1)中陀螺仪解算的航天器姿态之差作为观测量，对航天器姿态误差和陀螺漂移进行DD2滤波，状态量为：(Δq₁ Δq₂ Δq₃ b₁ b₂ b₃)；

(5)由DD2滤波得到的航天器姿态误差和陀螺仪常值漂移，反馈校正陀螺仪输出姿态和陀螺仪输出角速率，得到高精度的航天器姿态以及高精度的陀螺输出；

(6)反馈校正后，重复(1)-(5)步骤。