[发明专利]一种航天器GNSS单天线定姿方法

说明书

技术领域

本发明属于卫星应用领域，涉及一种航天器的姿态确定方法。

背景技术

姿态信息是空间飞行器上最重要的测量量之一，它与飞行器的生存和任务的实现息息相关，关系着空间飞行器入轨后能否相对惯性系或引力中心体、以一定的精度保持在预定的方位或指向上。姿态是对载体进行控制和描述的重要参数，也是对载体进行机动的重要依据，因此几乎在每一次的航天活动中都离不开对载体姿态的测量。此外，卫星上许多有效载荷都有定向要求，如相机、望远镜、定向天线、合成孔径雷达天线、光通信装置等，这些有效载荷，或是接收目标信息，或是向目标发送信息，其性能越高对卫星的姿态控制系统要求也越高。

目前星载测姿器件主要是惯性导航系统和敏感器，且技术较为成熟，但是当测姿器件出现问题时，没有其他辅助手段能够提供卫星的姿态信息，姿态信息的缺失对航天器的寿命和性能会造成很大的负面影响。因此在航天器数目不断增加，性能要求不断提高的情况下，利用其它可行途径获取卫星的姿态信息变得尤为重要和迫切。

随着对GNSS研究的不断深入，GNSS多天线定姿已进入工程实用阶段。此方法利用各天线的GNSS载波信号相位差实时确定载体坐标系相对于当地地理坐标系或卫星轨道坐标系的角位置。GNSS多天线测姿定向时，为了确定载体的三个姿态角，载体上至少需要安装3个天线，且姿态测量精度与天线间基线长度密切相关，精度越高需要的基线越长，而卫星载体的体积限制了其测量精度的提高；另一方面，载体天线的精确安装、测量、基线刚性保持及复核都具有很高的难度。除此之外，测量设备的重量、功耗和计算资源等也会受到卫星载荷能力的约束，限制了星载多天线测姿的应用。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种利用GNSS单天线对航天器进行定姿的方法，能够解决传统GNSS测姿对天线要求较多导致航天器载荷、功耗过大的问题。

本发明的技术解决方案是：一种航天器GNSS单天线定姿方法，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_RTN