[发明专利]自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法

权利要求书

1.一种自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法，其特征在于，包括如下步骤：

S10，建立航天器在第k个时刻的状态空间模型，所述状态空间模型包括过程模型和观测模型；

S30，当具备第k个时刻的观测向量时，根据第k个时刻的状态空间模型，并利用第k-1个时刻的Kalman滤波结果，进行Kalman滤波，得到第k个时刻的状态向量先验估计状态向量后验估计先验协方差矩阵P_k|k-1和后验协方差矩阵P_k|k；

S50，提取状态向量后验估计的旋转矢量，根据所述旋转矢量更新姿态矩阵，根据更新后的姿态矩阵确定航天器在第k个时刻的姿态，在更新姿态矩阵之后，将旋转矢量置零，设置并进行如下赋值操作：P_k|k←JP_k|kJ^T，其中，符号←表示赋值操作，符号T表示转置，P_k|k表示后验协方差矩阵，表示第k个时刻的姿态矩阵的后部分分量，为的转置矩阵，I₉表示9行9列单位阵；

S60，当具备新的观测向量时，令k＝k+1，返回执行步骤S10。

2.根据权利要求1所述的自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法，其特征在于，在S10之前，还包括：

设定Kalman滤波的初始滤波参数。

3.根据权利要求1所述的自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法，其特征在于，在步骤S30之后，还包括：

S40，将观测模型和状态向量先验估计联立为一个伪观测向量，建立所述伪观测向量的观测方程，根据所述观测方程采用BIQUE对待调节参数进行估计得到并根据下式进行参数调节：将P_k|k-1和保存用于下一时刻的滤波；其中，μ表示学习率。

4.根据权利要求1至3任一项所述的自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法，其特征在于，第k个时刻的过程模型包括：

x_k＝F_k-1x_k-1+w_k-1，

其中，x_k-1表示第k-1个时刻的状态向量，x_k表示第k个时刻的状态向量，F_k-1表示状态转移矩阵，w_k-1表示过程噪声。

5.根据权利要求4所述的自适应运动学模型辅助的航天器姿态估计方法，其特征在于，所述过程模型的获取过程包括：

获取旋转矢量的微分方程；所述旋转矢量的微分方程包括：其中，ω_t表示t时刻的角速度向量，φ_t表示t时刻的旋转矢量，表示φ_t的时间微分；

获取速度运动学模型，所述速度运动学模型包括：其中，表示ω_t的时间微分，ξ_t表示t时刻的角加速度，表示ξ_t的时间微分，η_t表示t时刻的第一噪声，μ_t表示t时刻的第二噪声；

获取陀螺零偏模型，所述陀螺零偏模型包括：其中，θ_t表示t时刻的噪声，表示t时刻的陀螺零偏，表示的时间微分；

联立所述旋转矢量的微分方程、速度运动学模型和陀螺零偏模型得到初始过程模型；

将所述初始过程模型进行离散化得到所述过程模型。