[发明专利]亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统

权利要求书

1.一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于步骤如下：

通过航天器上安装的星敏感器和导星仪分别获得姿态测量信息和姿态基准信息；

进行星敏感器光轴标定；

进行星敏感器光轴指向误差修正；

进行星敏感器安装矩阵正交化，从而完成星敏感器光轴测量基准偏差标定。

2.根据权利要求1所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：航天器安装有3个星敏感器，沿航天器Z轴安装有导星仪，即导星仪在航天器本体系下的描述为导星仪输出航天器Z轴指向，即姿态基准信息；

航天器采用星敏感器来确定其在轨飞行时的姿态，每个星敏感器三个坐标轴在航天器本体系下的安装初值设为X_s，i，Y_s，i，Z_s，i，i＝1～3，均经过地面精测得到；令δ_0，i＝acos(Z_s，i(3))表示星敏感器光轴与Z_G的夹角，λ_0，i＝atan2(Z_s，i(2)，Z_s，i(1))表示星敏感器光轴在垂直于Z_G的平台内的方位角；i为星敏感器序号。

3.根据权利要求2所述的一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，其特征在于：所述进行星敏感器光轴标定，具体包括：

(1)根据星敏感器光轴在航天器本体系下的安装初值Z_s，i，计算误差观测矩阵C，如下：

其中，

sδ_0，i＝sin(δ_0，i)

cδ_0，i＝cos(δ_0，i)

sλ_0，i＝sin(λ_0，i)

cλ_0，i＝cos(λ_0，i)

Δ_1，ij＝cδ_0，i·cλ_0，i·cλ_0，j·sδ_0，j+cδ_0，i·sδ_0，j·sλ_0，i·sλ_0，j-cδ_0，j·sδ_0，i

Δ_2，ij＝cδ_0，j·cλ_0，j·cλ_0，i·sδ_0，i+cδ_0，j·sδ_0，i·sλ_0，i·sλ_0，j-cδ_0，i·sδ_0，j

Δ_3，ij＝cλ_0，i·sδ_0，i·cδ_0，j·sλ_0，j-cλ_0，j·sδ_0，i·sδ_0，j·sλ_0，i

Δ_4，ij＝cλ_0，j·sδ_0，j·cδ_0，i·sλ_0，i-cλ_0，i·sδ_0，j·sδ_0，i·sλ_0，j

i＝1～3，j＝1～3；

(2)根据星敏感器光轴在航天器本体系下的安装初值Z_s，i，计算星敏感器与导星仪、以及星敏感器间夹角的标称余弦向量Y₀，如下：

其中，

sδ_0，i＝sin(δ_0，i)

cδ_0，i＝cos(δ_0，i)

sλ_0，i＝sin(λ_0，i)

cλ_0，i＝cos(λ_0，i)

Δ_0，ij＝cδ_0，i·cδ_0，j+sδ_0，i·sδ_0，j·sλ_0，i·sλ_0，j+cλ_0，i·cλ_0，j·sδ_0，i·sδ_0，j

i＝1～3，j＝1～3；

(3)在标定开始前，令标定状态向量X₀为5×1维的零向量，令初始的协方差矩阵P为5×5的对角矩阵，对角线元数取10^-10；

(4)在标定过程中，每个测量周期采集星敏感器光轴的姿态测量结果Z_m，i，i＝1～3，以及导星仪的光轴测量结果Z_mG，再根据所述标称余弦向量Y₀，计算修正新息ΔY＝Y_k-Y₀，其中

dot()表示两个矢量的点乘；

(5)利用所述误差观测矩阵C和修正新息ΔY，进行标定过程滤波，如下

P₁＝P+Γ×Q×Γ^T

K＝P₁×C^T×[C×P₁×C^T+R]^-1

X_k＝X_{k_1}+K×[ΔY-C×X_{k_1}]

P＝[I_5×5-K_k×C]×P₁

其中，下标k表示第k个标定周期，k-1表示前一个标定周期；噪声传递矩阵Γ＝I_5×5ΔT，ΔT为标定周期，I_5×5表示5阶单位矩阵；Q为系统噪声方差矩阵；P₁为计算得到的系统协方差矩阵；P为前一标定周期的协方差矩阵；R为测量噪声方差矩阵；K为计算得到的增益矩阵；X_{k_1}为前一个标定周期计算得到的标定状态向量，X_k为当前标定周期的标定状态向量；

(6)重复步骤(4)、步骤(5)直至标定过程结束，记录最终的标定状态向量设为为最后一次得到的X_k。