[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

说明书

一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，利用导星仪和星敏感器的光轴测量输出，实现对星敏感器光轴基准偏差的亚角秒精度标定，为实现极高精度姿态确定的必要步骤。由于星敏感器和导星仪的横轴测量输出相比光轴差一个量级以上，与传统利用星敏感器输出四元数对星敏感器矩阵进行标定的方法相比，本发明方法避免了在标定过程中引入星敏感器和导星仪等的横轴测量输出，因此采用本发明方法对星敏感器光轴的标定精度更高，可满足航天器应用对姿态确定所提出的极高精度需求。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统。

背景技术

随着航天器技术的不断发展，对航天器的姿态确定精度、姿态控制精度等提出了更高的要求，其中极高精度姿态控制也以极高精度姿态确定为基础。极高精度姿态确定依赖于极高精度的姿态敏感器，如现有极高精度姿态确定系统均采用极高精度的星敏感器来获得航天器的姿态。但对极高精度姿态确定系统来说，除了星敏感器自身的测量精度的提升外，还需要保证星敏感器的安装矩阵的精度。

由于受地面精测条件的限制，以及在轨的应力释放和热形变等的影响，星敏感器的安装矩阵需要经过在轨标校，消除敏感器安装矩阵的系统差，才能保证基于星敏感器确定的航天器姿态的精度。

目前航天器姿态系统一般基于星敏间的测量一致性进行星敏感器的安装矩阵的标定，标定过程中同时实现星敏感器三轴安装误差的标定。由于星敏感器的横轴的测量精度较光轴差一个量级以上，且该测量精度对最终的标定精度有影响，因此上述方法不能满足极高精度姿态确定的需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法及系统，解决了星敏感器光轴的极高精度的基准偏差的标定问题。

本发明采用的技术解决方案是：

一种亚角秒精度星敏感器光轴测量基准偏差标定方法，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。

进一步的，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。

进一步的，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)