[发明专利]一种降低星敏感器和陀螺联合滤波计算量的改进方法

说明书

本发明公开了一种降低星敏感器和陀螺联合滤波计算量的改进方法，其包含：步骤1，建立星敏感器与陀螺联合系统的状态方程与观测方程；步骤2，计算状态量预测值步骤3，计算系统误差协方差阵的预测值P(k|k‑1)；步骤4，计算滤波增益系数Ksubgt;i/subgt;；步骤5，计算系统误差协方差阵预测值P(k|k‑1)的第i次迭代值Psubgt;i/subgt;；步骤6，计算状态量预测值的第i次迭代值步骤7，单个节拍内迭代计算步骤(4)～步骤(6)，迭代次数为量测值y(k)的维数l；步骤8，每个节拍重复步骤(2)～步骤(7)，更新状态量本发明基于星敏感器量测噪声方差阵为对角矩阵的特点，将量测值视为独立的标量进行滤波增益系数的迭代求解，极大地降低了星敏感器与陀螺联合滤波的计算量，星载软件容易实现。

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态确定的方法，具体涉及一种降低星敏感器和陀螺联合滤波计算量的改进方法。

背景技术

当前航天器高精度姿态确定算法主要采用星敏感器和陀螺联合滤波。星敏感器的测量值为星敏感器测量坐标系相对于惯性坐标系的四元数，由星敏感器安装矩阵可得到卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的四元数；陀螺的测量值为陀螺测量坐标系相对于惯性坐标系的角速度在陀螺测量坐标系内的投影，由陀螺安装矩阵可得到卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在卫星本体坐标系内的投影。由于星敏感器存在高频的测量白噪声，陀螺存在常值漂移等误差，因此卫星姿控系统中通常会将星敏感器与陀螺进行联合滤波。滤波得到的四元数估计值可显著地抑制星敏感器的高频噪声，从而得到高精度的姿态确定结果。

根据国内外已发表的相关文献可知，目前航天器上星敏感器与陀螺的联合滤波算法通常为扩展卡尔曼滤波，理论研究数学仿真时系统滤波增益采用实时计算的方式实现滤波器的更新。由于滤波增益的计算涉及到多维矩阵求逆操作，计算量较大，受限于星载计算机的运算能力以及控制周期，工程实现上滤波增益系数未在线实时更新，而是采用地面仿真稳定后的常值代替。

由于采用控制系统稳定后的常值滤波增益系数，因此该算法仅适用于航天器三轴稳态对地等工作模式。面对越来越频繁的航天器姿态机动需求以及深空探测等存在长时间转移轨道的工况，常值滤波增益系数的做法已不能适应航天器高精度姿态确定的发展，星上迫切需要能实时更新滤波增益系数且计算量小的算法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种降低星敏感器和陀螺联合滤波计算量的改进方法，该方法解决了现有方法计算量较大的问题，其原理清晰，算法简单，运算时间较短，星载软件容易实现。

为了达到上述发明目的，本发明提供了一种降低星敏感器和陀螺联合滤波计算量的改进方法，该方法包含：

(1)建立星敏感器与陀螺联合系统的状态方程与观测方程，其公式如下：

式(1)中，x(k)、x(k-1)分别为k、k-1时刻系统的状态量阵；A(k-1)为系统状态一步转移阵；B(k-1)为系统噪声驱动阵；w(k-1)为系统噪声；C(k)为量测阵；v_q(k)为量测噪声；y(k)为量测值；矩阵A(k-1)和B(k-1)分别由如下公式(2)～(3)给出：

式(2)～(3)中，T_c为控制周期；c_ω、s_ω、Ξ分别由如下公式(4)～(6)给出：

式(4)～(6)中，q₀、q₁、q₂、q₃为姿态四元数的四个分量，q₀为姿态四元数的标量部分；由如下公式(7)～(8)给出：