[发明专利]一种卫星自主姿态确定方法

说明书

本发明一个实施例公开了一种卫星自主姿态确定方法，包括：S100、通过各敏感器测量信息进行敏感器姿态解算得到姿态信息，其中，各敏感器姿态解算包括陀螺递推姿态解算、双星敏姿态解算、单星敏姿态解算、太敏和地敏双矢量姿态解算、太敏和磁双矢量姿态解算以及地敏和磁双矢量解算；S102、将步骤S100中经陀螺和其他敏感器姿态解算得到的姿态信息进行有效组合完成滤波姿态解算，进一步得到连续的姿态信息，其中，滤波姿态解算包括互补滤波姿态解算和扩展卡尔曼滤波姿态解算即EKF姿态解算；S104、制定数据判断选用规则，考虑各敏感器及滤波定姿的精度，设计数据判断流程，在步骤S102的互补滤波姿态解算和EKF姿态解算的结果中选取最优化姿态信息。

技术领域

本发明涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种卫星自主姿态确定方法，计算机设备以及计算机可读存储介质。

背景技术

随着航天事业的推进，航天任务呈现灵活多样性的发展势态，小型卫星具有功能密度大、研制和发射成本低、体积小重量轻、研制周期短、发射手段灵活和易于组网等特点，其空间应用需求日渐增加，市场化及小型化成为卫星未来发展的主流趋势。控制系统作为卫星可靠运行的核心部分，获得较为精准的姿态输入极为重要。

为确保卫星任务的可靠执行，卫星通常配备有多种测量敏感器，如星敏感器、太阳敏感器和红外地平仪等。目前，通常采用星敏感器作为姿态确定的主要敏感器，陀螺仪作为基础角速度测量器件，然而星敏不能提供连续的姿态信息，存在由于丢失星图而造成量测不稳定等问题；高精度陀螺则存在结构复杂且重量、体积较大的问题。受小型卫星自身成本、重量等条件的限制，其配备的敏感器均为低成本的中低精度器件。因此，借助中低精度敏感器通过设计实现高性能高可靠性的姿态确定目标，成为小型卫星快速发展的迫切需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星自主姿态确定方法。以解决现有技术存在的问题中的至少一个。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

第一方面，本发明提供了一种卫星自主姿态确定方法，包括：

S100、通过各敏感器测量信息进行敏感器姿态解算得到姿态信息，其中，各敏感器姿态解算包括陀螺递推姿态解算、双星敏姿态解算、单星敏姿态解算、太敏和地敏双矢量姿态解算、太敏和磁双矢量姿态解算以及地敏和磁双矢量解算；

S102、将步骤S100中经陀螺和其他敏感器姿态解算得到的姿态信息进行有效组合完成滤波姿态解算，进一步得到连续的姿态信息，其中，所述滤波姿态解算包括互补滤波姿态解算和扩展卡尔曼滤波姿态解算即EKF姿态解算；

S104、制定数据判断选用规则，考虑各敏感器及滤波定姿的精度，设计数据判断流程，在步骤S102的互补滤波姿态解算和EKF姿态解算的结果中选取最优化姿态信息。

在一个具体实施方式中，

在进行所述敏感器姿态解算时，除陀螺递推姿态解算外，依据优先级仅采用一种姿态解算方法，敏感器优先级依次为双星敏、单星敏、太敏和地敏、太敏和磁，或地敏和磁。

在一个具体实施方式中，

所述互补滤波算法的算式为：

q_err＝q^-1×q_t

q＝q×q_tmp

式中，q为陀螺递推解算得到的姿态四元数；q_t为星敏、太敏和地敏、太敏和磁、或地敏和磁解算得到的姿态四元数；q_err为两者姿态四元数的差值；k为互补滤波增益系数；q_tmp为q_err的归一化值。

在一个具体实施方式中，