[发明专利]一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法

说明书

一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，步骤为：(1)建立航天器多级复合控制系统的星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的姿态约束模型；(2)建立星体‑载荷、载荷‑快反镜之间的相对姿态四元数模型；(3)判断导星敏感器有测量值；(4)无测量值时，建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(5)建立星体姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波实现星体姿态高精度确定；(6)有测量值时，采用导星敏感器的测量值q_fm估计载荷视线姿态；(7)建立载荷姿态估计误差状态方程，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；(8)建立星体姿态估计误差状态方程。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，实现航天器多级复合控制的姿态高精度确定。

背景技术

随着天文观测需求不断提升，当代天文光学望远镜控制系统的设计思想和实践发生革命性变化。即由单级控制系统向多级复合控制系统发展，实现天文光学载荷控制性能大幅提升。而航天器多级复合控制系统正是瞄准这类光学载荷高精度姿态控制需求应运而生。航天器多级复合控制系统是指具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等三超控制性能的航天器平台。航天器的光学载荷高性能控制离不开航天器多级复合控制系统的姿态高精度确定。

目前绝大多数的航天器为单级系统，其姿态确定方法主要通过高精度星敏感器和陀螺测量航天器姿态和角速度信息，采用Kalman滤波实现航天器姿态和角速度的高精度估计。而针对航天器多级复合控制系统，现有的姿态确定方法存在以下不足：

1、现有测量配置无法实现航天器多级姿态测量

目前的姿态确定系统中常规的测量配置为星敏感器和陀螺只能实现航天器星体的姿态测量，无法直接测量载荷以及快反镜姿态信息，更无法得到星体-载荷之间的相对姿态，载荷-快反镜之间的相对姿态。

2、现有姿态估计方法无法准确实现航天器多级姿态估计

针对航天器多级测量敏感器实现星体-载荷-快反镜三级姿态测量，各级之间的测量敏感器精度不同，需要根据不用的工作状态进行各配置敏感器的切换，实现航天器星体-载荷-快反镜三级姿态最优估计。需要在传统的航天器姿态确定方法进行改进以实现多级姿态确定的需求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，能够实现航天器多级系统的高精度姿态确定，为航天器的载荷高精度指向、高稳定控制、快速稳定控制提供技术基础。

本发明的技术解决方案是：一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法，航天器多级复合控制系统包括星体、主动指向超静平台、载荷、快反镜、敏感器；星体用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间；快反镜安装在载荷内部；所述敏感器包括：安装在星体上的陀螺、安装在载荷的测微敏感器、安装在的星敏感器、安装在主动指向超静平台的涡流、安装在载荷内部的导星敏感器、安装在快反镜的涡流敏感器，包括如下步骤：

(1)建立航天器多级复合控制系统的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型；

(2)通过步骤(1)的星体-载荷、载荷-快反镜之间的姿态约束模型，建立星体-载荷、载荷-快反镜之间的相对姿态四元数模型；

(3)判断导星敏感器有测量值，若无测量值，进行步骤(4)；若有测量值，则进行步骤(6)；

(4)建立载荷姿态估计误差状态方程，以星敏感器的测量值q_pm、测微敏感器测量值ω_pm为输入，采用卡尔曼滤波方法估计载荷姿态，实现载荷姿态高精度确定；