[发明专利]一种航天器GNSS单天线定姿方法

摘要

一种航天器GNSS单天线定姿方法，利用GNSS单天线观测值计算载体的速度和位置信息，利用Kalman滤波方法获取载体的加速度及噪声，结合载体所处位置的引力矢量获取载体速度坐标系相对于载体轨道坐标系的三个欧拉角，称为载体伪姿态。当侧滑角和攻角为零时，伪姿态即为传统姿态。本发明在原有星载GNSS接收机定轨、测速的基础上增加实时姿态测量的能力，与多天线定姿相比，减少了天线使用数量，避免了对星上资源的占用，在工程上减少了航天器的载荷和功耗；同时能够在传统定姿器件或惯性器件的基础上增加另一种姿态测量手段，为卫星的姿态获取提供冗余备份。

主权项

1.一种航天器GNSS单天线定姿方法，其特征在于步骤如下：（1）利用航天器上搭载的GNSS接收机所获取的GNSS多普勒观测值，解算得到航天器在轨道坐标系下的速度矢量v_RTN；（2）利用卡尔曼滤波的方法，获取航天器在轨道坐标系下的加速度矢量a_RTN；卡尔曼滤波时的状态方程为：x(T)=Φx(T-1)+z(T)观测方程为：y(T)=Hx(T)+w(T)式中x为状态向量，Φ为状态转移矩阵，T表示时刻，z为过程噪声，y为观测向量，H为关系矩阵，w为观测噪声，通过对x分别取径向、法向和切向速度即可得到径向、法向和切向三个方向的加速度；（3）分别计算航天器在地球引力、月球和太阳引力、固体潮引起地球变形产生的引力、大气阻力以及太阳光压摄动力影响下所受到的引力和，由此得到航天器在轨道坐标系下的引力矢量g_RTN；（4）利用步骤（1）、（2）、（3）的结果，计算得到航天器的航向角、俯仰角和横滚角，计算公式为：航向角ψ_S=arctan(v_T/v_R)横滚角φ_s=arcsin((lⁿp)/(|lⁿ||p|))p=g_RTN×v_RTNln=an-gn=(aRni+aTnj+aNnk)-(gRni+gTnj+gNnk)=lRni+lTnj+lNnk]]>式中v_R，v_T，v_N分别为速度矢量v_RTN在轨道坐标系下的三轴分量，aⁿ为轨道坐标系下与加速度矢量a_RTN相垂直的加速度法向矢量，gⁿ为轨道坐标下与引力矢量g_RTN相垂直的引力法向分量，分别为aⁿ在轨道坐标系下的三轴分量，分别为gⁿ在轨道坐标系下的三轴分量，分别为lⁿ在轨道坐标系下的三轴分量；所述的轨道坐标系的原点为卫星质心，对应N的Z轴方向为径向，与地球质心到卫星质心的向径方向一致，对应T的Y轴方向指向轨道面负法向，对应R的X轴方向指向卫星速度方向并与Y轴、Z轴构成右手坐标系。